Способ полета ракеты



Способ полета ракеты
Способ полета ракеты

 


Владельцы патента RU 2577739:

Логинов Виктор Федорович (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при полете ракет. Подают распыленное рабочее тело через форсунки и нагреватель в теплообменную камеру без доступа кислорода под действием поршня и сил инерции, придают основной импульс ракете от разогретого рабочего тела, выходящего из сопла, придают дополнительный импульс ракете за счет воспламенения и сгорания поступившего из сопла рабочего тела в обойме, установленной на стабилизаторах ракеты. Изобретение позволяет увеличить скорость и дальность полета ракеты. 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике и может использоваться в космической и военной области.

Известен способ полета ракеты, описанный в патентах на изобретения RU 2370669 С1, МПК F03H 99/00 от 20.10.2009 и RU 2521423 С1, МПК F03H 99/00; G21D 5/00 от 27.06.2014. Основной недостаток этого способа заключается в том, что рабочее тело, разогретое в ядерном двигателе без доступа кислорода, при выходе из сопла не сжигается. Следовательно ,дополнительная энергия, которая могла бы выделиться при сжигании рабочего тела, вышедшего из сопла, не используется для создания дополнительного импульса.

Наиболее близким по технической сущности к изобретению является способ движения ракеты, описанный в патенте на изобретение ракеты RU 2000473 С1, МПК F03H 5/00 от 07.09.1993, содержащей корпус, бак с жидким рабочим телом, реактор, регулирующую и контролирующую аппаратуру, сопло и полезную нагрузку, отличающийся тем, что бак заполнен водой, а реактор выполнен в виде емкости с источником энергии на основе высокомодульных силикатов с кремне-бескислородными соединениями.

Основной недостаток этого изобретения, заключается в неэффективном использовании рабочего тела. Так как в качестве рабочего тела используется негорючая жидкость (вода), то при выходе из сопла рабочее тело (паровоздушная смесь) не способно воспламениться и создать дополнительный импульс ракете за счет энергии сгорания. Дополнительный импульс позволяет увеличить скорость ракеты и дальность полета при одинаковом запасе рабочего тела.

Задачей изобретения является получение технического результата, выражающегося в увеличении скорости и дальности полета ракеты.

Указанная задача в способе полета ракеты, заключающаяся в подаче распыленного рабочего тела через форсунки и нагреватель в теплообменную камеру без доступа кислорода под действием поршня и сил инерции, возникающих при старте при срабатывании порохового заряда и движении ракеты, решается тем, что основной импульс ракета получает от разогретого рабочего тела, выходящего из сопла, а дополнительный импульс за счет воспламенения и сгорания поступившего из сопла рабочего тела в обойме, установленной на стабилизаторах ракеты.

Проведенный научно-технический анализ предложения и уровня техники свидетельствует о том, что предлагаемое техническое решение для специалиста не следует явным образом из уровня техники, при этом признаки изложенной совокупности взаимосвязаны, находятся в причинно-следственной связи с ожидаемым результатом и являются необходимыми и достаточными для его получения.

Изобретение поясняется чертежом, где на фиг. 1 изображена ракета в разрезе, содержащая корпус 1, емкость с горючим рабочим телом 2, например, бензином. Под действием сил инерции и поршня 3, при срабатывании стартового порохового заряда 4, распыленное рабочее тело 2 (показано стрелками) поступает через форсунки 5 и нагреватель 6 в теплообменную камеру 7. Нагреватель 6 разогревает рабочее тело 2 без доступа кислорода до рабочей температуры (2000°С), превращая его в раскаленный газ. В качестве нагревателя может служить порошковая смесь, например, Та+С с температурой реакции 3070 К, или смесь Ti+С с температурой реакции 3000 К, или Ti+2В с температурой реакции 3190 К и т.д.

Газ, выходя из сопла 8 (показано стрелками), создает реактивную струю 9, которая в свою очередь создает реактивную тягу ракеты. Реактивная струя 9 воспламеняется, попадая в обойму 10, размещенную на стабилизаторах 11, при взаимодействии с воздушным потоком 12 (показано стрелками), который создается между стабилизаторами 11 внутри обоймы 10 движением ракеты и тягой реактивной струи. Раскаленный газ реактивной струи 9 сгорает в обойме 10 и придает дополнительный импульс ракете и дополнительное ускорение. За счет этого увеличивается скорость и дальность полета ракеты.

Таким образом, изобретение позволяет получить технический результат, выражающийся в увеличении скорости и дальности полета ракеты.

Способ полета ракеты, заключающийся в подаче распыленного рабочего тела через форсунки и нагреватель в теплообменную камеру без доступа кислорода под действием поршня и сил инерции, возникающих при старте при срабатывании порохового заряда и движении ракеты, отличающийся тем, что основной импульс ракета получает от разогретого рабочего тела, выходящего из сопла, а дополнительный импульс за счет воспламенения и сгорания поступившего из сопла рабочего тела в обойме, установленной на стабилизаторах ракеты.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к способу определения коэффициента команды одноканальных вращающихся ракет и снарядов и устройству для его определения. Для определения коэффициента команды закручивают ракету или снаряд вокруг оси крена в плоскости слежения за имитатором цели.

Изобретение относится к области приборостроения, а именно к области автоматического регулирования, и может быть использовано в системах высокоточного управления движением центра масс подвижных объектов, в частности аэробаллистических летательных аппаратов.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в бикалиберных управляемых ракетах. Бикалиберная управляемая ракета содержит маршевую ступень и отделяемый стартовый двигатель.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к управляемым пулям. Управляемая пуля в пусковом контейнере содержит маршевую ступень, соединенную электрическим жгутом с пусковым контейнером, отделяемый стартовый двигатель и переходный обтекатель.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в космических головных частях. Космическая головная часть содержит головной обтекатель, космический аппарат (КА) с силовым шпангоутом с переходной системой для стыковки с ракетой-носителем, переходник головного обтекателя с верхним шпангоутом, состыкованным с головным обтекателем разделяемым в полете соединением, нижним шпангоутом, состыкованным с верхним силовым шпангоутом КА с помощью неразъемного в полете соединения.

Изобретение относится к вооружению. Корректируемая минометная мина содержит корпус, выполненный с обтекателем в передней части и со стабилизатором в хвостовой части, заряд со взрывателем и систему наведения на цель с источником питания.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в головных частях ракет. Космическая головная часть содержит полезную нагрузку, головной обтекатель, переходный отсек с нижним стыковочным шпангоутом и верхним стыковочным шпангоутом с кольцевой перегородкой в виде жёстко соединённых между собой поперечных стенок под разъемные торцевые соединения, продольно-поперечные силовые наборы, кольцевой шпангоут.

Изобретение относится к управляемым вращающимся ракетам. Малогабаритная управляемая вращающаяся ракета содержит электронную аппаратуру управления, органы управления и инерциальный измерительный модуль.

Система испытаний летательных аппаратов с телеметрической системой регистрации основных параметров содержит установленные на летательном аппарате (ЛА) функциональные блоки, аппаратуру управления, бортовой телеметрический передающий модуль (БТПМ) с антенной и наземный приемный пункт с антенной.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в многоступенчатых ракетах. Многоступенчатая ракета содержит верхние ступени с системой управления (СУ) и полезным грузом, нижние ступени в виде пары поршень-цилиндр, кольцевой шпангоут с кольцевым пиротехническим элементом, бортовую кабельную сеть в виде свободно деформируемого кабельного жгута.

Изобретение относится к области космической техники. Летательный аппарат содержит блок управления с возможностью выдачи порций топлива в виде пачек, амортизатор, выхлопные сопла, поршень, реактивный двигатель поршня и предохранительные амортизационные упоры.

Заявленное изобретение относится к способам питания космического аппарата. Для электропитания космического аппарата обеспечивают совместную работу солнечной батареи и литий-ионной аккумуляторной батареи на бортовую нагрузку, заряжают аккумуляторную батарею от солнечной батареи, измеряют и контролируют основные параметры бортовым комплексом управления с бортовой электронной вычислительной машиной, производят поэлементный контроль напряжений аккумуляторов в аккумуляторной батарее и наличие тока ее разряда.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при компоновке полезной нагрузки (ПН) в космических аппаратах (КА). Устройство компоновки ПН содержит КА и выполнено в виде разделяемой силовой трубы изогридной сетчатой структуры с функцией силовой конструкции корпуса КА, и состоит из частей в зависимости от высоты и количества КА в ПН, с постоянной площадью поперечного сечения в пределах одной части и увеличивающейся площадью поперечного сечения к адаптеру ракеты-носителя (РН).

Изобретение относится к космической технике и может быть применено для реализации программ сведения с геостационарной орбиты (ГСО) вышедших из строя космических аппаратов (КА).

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ракетах космического назначения лёгкого класса (РКН ЛК). РКН ЛК на нетоксичных компонентах топлива с высокой степенью заводской готовности к пусковым операциям с определенным составом, весогабаритными и техническими параметрами, необходимыми для осуществления авиационной транспортировки полностью собранной и испытанной в заводских условиях РКН ЛК, содержит спасаемые ракетный блок или двигательную установку первой ступени, воздушно-космическую парашютную систему.

Изобретение относится к космической связи и может быть использовано при проектировании космических систем оперативной связи различного назначения. Технический результат состоит в повышении оперативности, помехоустойчивости и технологичности связи, Для этого глобальная низкоорбитальная космическая информационная система состоит из космического и наземного сегментов, включает в себя КА-абоненты и через телекоммуникационное и информационное пространство связана с потребителями на суше, на воде и в воздухе пользовательского сегмента.

Изобретение относится к космической технике. Космическая платформа содержит модуль служебных систем в форме прямоугольного параллелепипеда, узлы стыковки с системой отделения, двигательную установку, солнечные батареи, систему терморегулирования.

Изобретение относится к орбитальному движению искусственных спутников Земли (ИСЗ), совершающих групповой полет. Поддержание расстояния между ИСЗ по фронту производится путем периодического включения на ближней границе разрешенного коридора движения реактивной двигательной установки (ДУ) активного ИСЗ.

Изобретение относится к области ракетной техники и касается изготовления силовой оболочки корпуса возвращаемого летательного аппарата. Ленточный препрег для изготовления теплозащитного покрытия силовой оболочки корпуса содержит скрепленные между собой куски растяжимой в тангенциальном направлении и пропитанной фенольным связующим ленты.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для доставки полезной нагрузки в космическое пространство. Комплекс содержит отсек силовой установки с несущей конструкцией с проемами, переходником, электрическим двигателем, источником электрического питания с солнечными элементами и ядерным источником энергии, бортовую систему в виде дополнительной жидкостной и твердотопливной системы обеспечения движения в космосе, образующую искусственный спутник Земли.

Изобретение относится к транспортным средствам и может быть использовано в летательных аппаратах (ЛА). ЛА содержит корпус, два реактивных двигателя внутри корпуса блока управления, прямоугольную камеру с амортизатором, два тугоплавких пружинных клапана с теплоизоляционными прокладками и повернутыми закруглениями, блок управления выдачей топлива с увеличенными интервалами. Изобретение позволяет повысить ускорение и надежность ЛА. 1 ил.
Наверх