Способ ускорения летающего устройства

Изобретение относится к ракетным двигательным установкам на твердом топливе. Способ ускорения летающего устройства, включающего в себя самодвижущийся твердотопливный элемент (бескорпусной ракетный двигатель) со стабилизатором полета, причем при старте летающего устройства обеспечивают полное сгорание бескорпусного ракетного двигателя, при этом в качестве двигателя используют полую цилиндрическую шашку с глухой передней крышкой, изготовленные из твердого топлива со скоростью горения не менее 30 мм/с, причем при запуске устройства на одном стабилизаторе размещают несколько бескорпусных ракетных двигателей параллельно друг другу и обеспечивают их синхронное сгорание на разгонном участке полета. Изобретение обеспечивает увеличение максимальной скорости и дальности полета самодвижущихся твердотопливных элементов, используемых для активного влияния на атмосферные процессы. 1 табл., 6 ил.

 

Изобретение относится к способам ускорения летающих устройств (ЛУ), использующих изменение массы и лобового сопротивления ЛУ в полете.

Предлагаемый способ может быть эффективно использован в самом широком диапазоне поставленных задач от запуска фейерверков до средств спасения, а также как средство активного воздействия на атмосферные явления.

Известен способ ускорения артиллерийского подкалиберного бронебойного снаряда (Латухин А. Н. Современная артиллерия, М., 1970, Васильев А., Кинетические снаряды и ракеты, информационно-новостной портал ARMYMAN.INFO, 2013), заключающийся в том, что внутренний стержень снаряда вместе с поддоном разгоняется в стволе пушки до скорости около 1000 м/с на срезе ствола, после чего поддон на траектории отделяется и за счет сброса массы и уменьшения лобового сопротивления снаряда набегающему потоку скорость стержня увеличивается до 1700~2000 м/с.

Известен также способ ускорения цилиндрических твердотопливных самодвижущихся элементов со стабилизаторами полета, используемых для воздействия на процессы самоочищения атмосферы от аэрозольных ингредиентов (патент №2202172), который принимается за прототип.

По способу, изложенному в прототипе (см. ниже «описание графических материалов»), на открытый торец порохового цилиндрического элемента с несгораемой передней крышкой приклеивают шайбу из медленно сгорающего материала. Шайба имеет открытое центральное и периферийные отверстия, закрытые на начальном этапе полета устройства и открывающиеся по мере выгорания пороха.

При этом пороховой цилиндрический элемент с крышкой и шайбой с предложенной системой отверстий выполняет функцию ракетного двигателя, летящего со стабилизатором полета в заданном направлении.

По этому алгоритму добиваются увеличенной тяги в начале полета устройства и маршевой тяги на разгонном этапе. Однако скорость устройства и дальность его полета при таких действиях часто бывают недостаточны для решения новых поставленных задач (диссипация электрической энергии в грозовых облаках и т.д.).

Технической задачей предлагаемого способа ускорения летающих устройств является увеличение максимальной скорости и дальности полета самодвижущихся твердотопливных элементов, используемых для активного влияния на атмосферные процессы. Такими летающими устройствами могут быть такие же бескорпусные ракетные двигатели (РДБК) со стабилизаторами полета (СП), как и ракетный двигатель, представленный в прототипе.

«Раскрытие изобретения». Поставленная задача решается за счет того, что в способе ускорения летающего устройства, включающего в себя самодвижущийся твердотопливный элемент (бескорпусной ракетный двигатель) со стабилизатором полета при старте летающего устройства обеспечивают полное сгорание бескорпусного ракетного двигателя, при этом в качестве двигателя используют полую цилиндрическую шашку с глухой передней крышкой, изготовленные из твердого топлива со скоростью горения не менее 30 мм/с, причем при запуске устройства на одном стабилизаторе размещают несколько бескорпусных ракетных двигателей параллельно друг другу и обеспечивают их синхронное сгорание на разгонном участке полета.

Требуемый результат достигается тем, что при запуске устройства используют полностью сгорающую пороховую шашку, в которой в отличие от прототипа в полете сгорает не только цилиндрическая часть, но и глухая передняя крышка, также изготовленная из пороха (см. ниже «описание графических материалов»). Необходимым условием для достижения максимального технического результата является обеспечение скорости горения пороха в полете не менее 30 мм/с. Данная (и выше) скорость горения пороха позволяют обеспечить увеличение скорости ЛУ (в данном случае стабилизатора полета СП) в пропорции, аналогичной увеличению скорости полета внутреннего стержня подкалиберного снаряда после отделения поддона при движении из артиллерийского ствола.

Результат обеспечивается за счет уменьшения массы ЛУ при сгорании РДБК, перераспределения набранной летающим устройством кинетической энергии и за счет резкого уменьшения аэродинамического сопротивления движению подобно тому, как это происходит при выстреле подкалиберным снарядом после отделения поддона.

Результат обеспечивается и тем, что при запуске устройства на одном стабилизаторе размещают несколько бескорпусных ракетных двигателей параллельно друг другу и обеспечивают их синхронное сгорание на разгонном участке полета.

«Описание графических материалов». На фиг. 1 изображена сборка РДБК со стабилизатором перед стартом (прототип), где 1 - стабилизатор полета, на котором может быть установлена полезная нагрузка, или который сам может быть полезной нагрузкой, 2 - передняя несгорающая крышка, 3 - пороховой цилиндрический элемент с бронировкой (изоляционной лентой), 4 - шайба с центральным внутренним и периферийными отверстиями.

На фиг. 2 изображена сборка РДБК со стабилизатором в полете (прототип) после того, как пороховая шашка сгорела.

На фиг. 3 изображена сборка РДБК со стабилизатором по предлагаемому способу разгона перед стартом, где 1 - стабилизатор полета, покрытый электропроводящей краской или с размещенной вдоль него металлической проволокой, 2 - передняя крышка из пороха, 3 - пороховая цилиндрическая шашка без бронировки, 4 - шайба с центральным внутренним и периферийными отверстиями.

На фиг. 4 изображена сборка РДБК с электропроводным стабилизатором в полете после того, как пороховая шашка сгорела.

На фиг. 5 изображена сборка из трех РДБК по предлагаемому способу разгона, размещенных параллельно друг другу со стабилизатором перед стартом, где 1 - стабилизатор полета, 2 - РДБК (3 штуки).

На фиг. 6 изображена сборка из трех РДБК с электропроводным стабилизатором в полете после того, как пороховые шашки и крышки сгорели.

«Осуществление изобретения». Преимущество предлагаемого изобретения можно показать на примере запуска стабилизатора полета с токопроводящим покрытием, отправляемым в полет с помощью бескорпусного ракетного двигателя для инициирования внутриоблачных и межоблачных искусственных молний.

Начальная скорость всей сборки при взлете около 100 м/с при использовании способа разгона, соответствующего прототипу настоящей заявки на изобретение. Масса пороховой шашки 60 г, масса бронировки и передней крышки 25 г, масса стержня 85 г. Общая масса всей сборки после сгорания пороха 110 г. Лобовая площадь сборки по Миделю (определяющая аэродинамическое сопротивление воздуха) в течение всего полета равна 4 см2.

При использовании предлагаемого способа разгона масса шашки возрастает до 65 г, масса стержня остается 85 г. Масса сборки после сгорания пороха 85 г. Лобовая площадь сборки по Миделю после сгорания пороха уменьшается до 1 см2. Соответственно уменьшается аэродинамическое сопротивление полету ЛУ.

Таким образом, только по закону сохранения импульса при разгоне ЛУ по способу, взятому за прототип, после сгорания пороха расчетная скорость полета ЛУ увеличится в 1,5 раза. А при разгоне по предложенному способу скорость увеличится уже в 1,7 раза. Сопротивление воздуха полету, пропорциональное квадрату калибра, по предложенному способу уменьшается в 4 раза, что приближается к достигнутому на практике уменьшению сопротивления полету бронебойного подкалиберного снаряда после отделения поддона.

Более того, заявленная в предложенном способе разгона ЛУ скорость горения пороха позволяет уменьшить время горения в сравнении с прототипом с ~1 до 0,2 с. Так как в бескорпусном ракетном двигателе пороховая шашка в цилиндрической части выполняет роль камеры сгорания, такое уменьшение времени горения позволяет в несколько раз увеличить допустимое рабочее давление в канале пороховой шашки (порох не успевает прогреться и потерять прочность) и пропорционально тягу РДБК.

Так в представленном выше для примера запуске ЛУ для практического сравнения прототипа и предложенного варианта, давление и тяга возрастают в ~5 раз (результат замерен), что, в свою очередь, позволяет в разы увеличить скорость ЛУ на участке разгона при и после сгорания пороха.

В таблице сведены описанные выше результаты использования предложенного способа разгона электропроводящего стержня для инициирования внутриоблачных молний.

При переходе к варианту использования параллельно нескольких РДБК также по предложенному способу разгона ЛУ соответственно увеличиваются и все скоростные характеристики полета (фиг. 5, 6).

Например, для трех пороховых шашек, сгорающих одновременно, скорость ЛУ только по закону сохранения импульса увеличится в 3,3 раза.

Лобовая площадь сопротивления воздуха полету сборки по Миделю уменьшится уже не в 4, а в 12 раз.

Соответственно в разы увеличивается и тяговая характеристика разгона ЛУ, его скорость и дальность полета.

Качественное изменение летных характеристик бескорпусных ракетных двигателей обеспечивает и качественное расширение диапазона их использования. А их дешевизна в сравнении с традиционными РДТТ делает их применение в народоно-хозяйственных целях исключительно перспективным.

Способ ускорения летающего устройства, включающего в себя самодвижущийся твердотопливный элемент (бескорпусной ракетный двигатель) со стабилизатором полета, отличающийся тем, что при старте летающего устройства обеспечивают полное сгорание бескорпусного ракетного двигателя, при этом в качестве двигателя используют полую цилиндрическую шашку с глухой передней крышкой, изготовленные из твердого топлива со скоростью горения не менее 30 мм/с, причем при запуске устройства на одном стабилизаторе размещают несколько бескорпусных ракетных двигателей параллельно друг другу и обеспечивают их синхронное сгорание на разгонном участке полета.



 

Похожие патенты:
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, причем в камеру сгорания подается боран, или силан, или фосфин, или герман, или другие гидриды, имеющие положительную энтальпию образования из простых веществ, или их смесь при температуре, обеспечивающей самоподдерживающийся характер реакции термического разложения указанных веществ за счет тепла экзотермической реакции.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с соплом. В камеру сгорания подают жидкий металл и воду.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с соплом, в которую под давлением подается газообразный, или жидкий, или расплавленный гидрид и вода или антифриз на основе воды, или водяной пар.
Изобретение описывает топливо для гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя на основе смеси углеводородного горючего Т-10 и 1,7-диметилдикарба-клозо-октокарборана, при этом в смесь дополнительно введен промотор горения изопропилнитрат, при следующем соотношении (% масс.): 1,7-диметилдикарба-клозо-октокарборан - 70; горючее Т-10 - 29-29,5; изопропилнитрат - 0,5-1.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с соплом. В камеру сгорания подается расплавленного гидрида бериллия 40,81±20% и 59,19±20% кислорода или компоненты в следующем соотношении: диборана 10,10%, гидрида бериллия 24,16%, азотной кислоты 23,0% и метана 42,74%.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, в которую под давлением подается смесь борана и аммиака, или раствор или эмульсия борана в жидком аммиаке. Компоненты подаются в следующем соотношении: диборан 44,8±10%, аммиак 55,2±10%.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, в которую под давлением подается смесь борана и гидразина, или раствор или эмульсия борана в жидком гидразине. Компоненты подаются в следующем соотношении: диборан 46,33±10%, гидразин 53,67±10%.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива летательного аппарата. Ракетный двигатель содержит корпус, заряд, сопло и переднюю крышку.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании ракет различного назначения, в частности космического, в системе аварийного спасения.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, в которую подают боран, или силан, или фосфин, или герман, или другие гидриды, имеющие положительную энтальпию образования из простых веществ, или их смесь.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании твердотопливных микродвигателей. Твердотопливный заряд для микродвигателей представляет собой шашку твердого топлива со скоростью горения в пределах 0,10-0,20 м/с при давлениях 3,04-6,08 МПа на основе инициирующего взрывчатого вещества или быстрогорящей пиротехнической смеси. Шашка имеет форму цилиндра с плоскими торцами, перпендикулярными образующей цилиндра, и имеет бронепокрытие на боковой поверхности цилиндра и одном из торцов, а на открытой поверхности шашки размещен электровоспламенитель. Шашка твердого топлива на основе инициирующего взрывчатого вещества сформирована из состава, содержащего 75-95% стифната свинца или калия, 0-10% перхлората аммония, 5-15% полимерного связующего. Шашка твердого топлива на основе быстрогорящей пиротехнической смеси сформирована из состава, содержащего перхлорат калия, красную кровяную соль и полимерное связующее. Изобретение позволяет обеспечить минимальный разброс импульса и времени работы микродвигателей с твердотопливным зарядом. 2 табл., 1 ил.

Изобретения относятся к ракетной технике и могут быть использованы при создании ракеты и ракетного двигателя твердого топлива, имеющих габаритные ограничения в исходном состоянии, причем длина полезного груза ракеты сопоставима с длиной корпуса ракетного двигателя. Ракета содержит тянущий ракетный двигатель твердого топлива и толкающий ракетный двигатель. Тянущий ракетный двигатель твердого топлива включает сопловой блок, образованный несколькими равномерно распределенными по окружности наклонными соплами, установленными на заднем днище, а также задний узел стыка. С корпусом ракетного двигателя твердого топлива сопряжен стакан, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поддон с полезным грузом, связанный с толкающим ракетным двигателем. Длина и масса ракетного двигателя твердого топлива превышают длину и массу толкающего ракетного двигателя. Другое изобретение относится к ракетному двигателю твердого топлива, содержащему корпус с днищами, задний узел стыка, сопловой блок, а также сопряженный с передним днищем стакан. С внутренней цилиндрической поверхностью стакана контактирует поддон с полезным грузом. Стакан сопряжен с задним днищем и имеет открытый задний торец, при этом площадь поперечного сечения заднего узла стыка определена тянуще-изгибной нагрузкой, равной сумме величины тяги ракетного двигателя твердого топлива и полетных нагрузок. Группа изобретений позволяет повысить энергомассовое совершенство ракеты и ракетного двигателя твердого топлива, упростить их конструкцию и повысить надежность, а также минимизировать габариты ракеты в ее исходном состоянии. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к конструкции детонационного двигателя, использующего твердое топливо. Техническим результатом, достигаемым при использовании заявляемого изобретения, является увеличение КПД детонационного двигателя за счет использования многократного отражения детонационной волны от отработавшей ступени и самого двигателя; эффективное преобразование химической энергии ВВ в механический импульс за счет многократного отражения детонационной волны. Поставленная задача решается тем, что заявляемый детонационный двигатель включает детонатор взрывчатого вещества, полезный груз и по меньшей мере одну пару соединенных детонационных элементов, представляющих собой два соосно расположенных диска, первый из которых соединен с детонатором взрывчатого вещества, а последний сопряжен с полезным грузом, при этом одна сторона каждого диска выполнена плоской, а другая сторона диска выполнена сложнопрофильной, и содержит по меньшей мере две - внутреннюю и внешнюю концентрические канавки, сообщающиеся между собой посредством прохода, кроме того, в каждом диске выполнено запальное отверстие, расположенное оппозитно проходу относительно центра диска в одном из дисков пары во внешней канавке, а в другом - во внутренней канавке. Таким образом, заявляемое изобретение существенно повышает КПД детонационного двигателя, за счет оптимального использования площади детонационных элементов, и взаимосопряжения их между собой. 7 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к ракетным двигательным установкам на твердом топливе. Способ ускорения летающего устройства, включающего в себя самодвижущийся твердотопливный элемент со стабилизатором полета, причем при старте летающего устройства обеспечивают полное сгорание бескорпусного ракетного двигателя, при этом в качестве двигателя используют полую цилиндрическую шашку с глухой передней крышкой, изготовленные из твердого топлива со скоростью горения не менее 30 ммс, причем при запуске устройства на одном стабилизаторе размещают несколько бескорпусных ракетных двигателей параллельно друг другу и обеспечивают их синхронное сгорание на разгонном участке полета. Изобретение обеспечивает увеличение максимальной скорости и дальности полета самодвижущихся твердотопливных элементов, используемых для активного влияния на атмосферные процессы. 1 табл., 6 ил.

Наверх