СВЕРХЗВУКОВАЯ ВРАЩАЮЩАЯСЯ РАКЕТА Российский патент 2019 года по МПК F42B15/00 

Описание патента на изобретение RU2703017C1

Изобретение относится к авиационно-космической технике, а именно, к движущимися со сверхзвуковыми скоростями летательных аппаратов с ракетными двигателями. Известен патент РФ №2172278, мпк В24С 23/06, F03H 5/00, 1999 г., Гиперзвуковой летательный аппарат. Летательный аппарат содержит прямоточный воздушно-реактивный двигатель со сверхзвуковым горением с магнитогазодинамическим генератором, расположенным на входе камеры сгорания двигателя, систему тепловой защиты - преобразование углеводородного топлива с каталитическими реакторами химической регенерации тепла, расположенных в обшивке носовой части фюзеляжа и передних кромок крыльев и связанных с камерой сгорания. Летательный аппарат снабжен устройством управления обтеканием воздушного потока, который включает блок генерации плазмы и систему электродов. К недостаткам летательного аппарата можно отнести сложность системы тепловой защиты из-за наличия реакторов каталитического расщепления топлива. Эндотермическая реакция каталитического расщепления углеводородного топлива является равновесной. Одновременно с распадом веществ идет синтез новых веществ, который протекает с выделением тепла. Это и снижает эффективность тепловой защиты. При этом тепловой защите подлежит только носовая часть аппарата и передние кромки крыльев. Тогда как весь корпус аппарата остается незащищенным. В связи с этим невысока рекуперация тепла в тело двигателя. Аппарат снабжен сложной системой управления набегающим потоком воздуха путем создания плазменных образований на наружной поверхности аппарата.

Известен детонационный двигатель НПО «Энергомаш»-проект «Ифрит», pikabu. Ru>story…guotyenergomashguot (интернет). Создан демонстрационный образец кислородно-керосинового жидкостного ракетного двигателя с детонационным режимом горения. Реактивная струя создается за счет контролируемых взрывов с высокой частотой, где ударная волна закручивается в кольцевой камере сгорания, что и обеспечивает меньший расход топлива при сохранении мощности. Двигатель работает не как пульсирующий, а как обычный ЖРД со стационарным горением, но куда более эффективно, поскольку на самом деле в нем происходит детонация топливной смеси. Однако он имеет ряд существенных недостатков. Наличие одной камеры сгорания при высокочастотной подаче горючей смеси не позволяет полностью очистить камеру от продуктов горения перед новой подачей топлива. Это приводит к неполному сгоранию топливной смеси и, естественно, к снижению мощности. Следовательно, цикл детонационного горения полностью не завершен. Процесс плохо управляемый, невозможно регулировать траекторию полета. При этом малые камеры детонационного горения в конструкционном отношении более эффективны, чем большие. Данный двигатель по физической сущности близок к заявленному объекту, но не взят за прототип, так как не представляет собой готовое изделие. Наиболее близким по техническому решению и достигаемому результату является патент РФ №2442101, мпк F42B 12/44, 2010 г., Сверхзвуковая вращающаяся ракета. Ракета состоит из головной части, оснащенной контейнером с жидким топливом и воздушной полостью, ракетного двигателя и блока стабилизаторов с косо поставленными лопастями для вращения ракеты. В контейнере между передним и задним дном, соосно с осью ракеты, размещены трубчатые турболизаторы. Вращение ракеты с турболизаторами позволяет получить эмульсию из топлива и воздуха. Эмульсия равномерно заполняет весь объем контейнера, что исключает дисбаланс массы в контейнере. Это и обеспечивает более высокие точностные характеристики стрельбы. В ракете не предусмотрена тепловая защита всего корпуса ракеты, защищен только контейнер с топливом. Рекуперация тепла от аэродинамического нагрева в рабочее тело двигателя не предусмотрена. Решаемая техническая задача - обеспечение тепловой защиты корпуса ракеты, повышение рекуперации тепла от аэродинамического нагрева в тело двигателя, управляемости ракеты и реактивной тяги.

Решаемая техническая задача в сверхзвуковой вращающейся ракете, содержащей цилиндрической формы корпус, контейнер с жидким топливом, ракетный двигатель и устройство для вращения ракеты достигается тем, что камера детонационного горения выполнена как направляющий аппарат для вращения ракеты, где внутренний объем камеры разделен перегородками заданной кривизны, образующие секции в количестве N, где N=1, 2, 3, … натуральные числа, при этом в каждой секции камеры детонационного горения коаксиально установлены кольцевые щелевидные форсунки для распыления топлива и окислителя, снабженные обратными клапанами и связаны материалопроводами с продольными каналами по периметру корпуса и с коаксиально установленными цилиндрическими емкостями для топлива и окислителя.

На фиг. 1 представлен общий вид сверхзвуковой вращающейся ракеты; на фиг. 2 - сечение по А-А на фиг. 1.: на фиг. 3 - сечение по Б-Б на фиг. 1; на фиг. 4 - вид В на фиг. 1 - схема подачи топлива и окислителя в камеру детонационного горения. В примере конкретной реализации сверхзвуковая вращающаяся ракета содержит цилиндрической формы корпус 1 с каналом внутри, камеру детонационного горения, где внутренний объем камеры разделен перегородками 2 заданной кривизны на автономные секции 3 в количестве N, где N=1, 2, 3, … натуральные числа. В каждой секции камеры коаксиально установлены кольцевые щелевидные форсунки 4, для распыления топлива 5 и окислителя 6, которые снабжены обратными клапанами 7, 8 и связаны материалопроводами 9 с продольными каналами 10 по периметру корпуса для топлива 11 и окислителя 12 и с коаксиально установленными цилиндрическими емкостями 13 и 14 для окислителя и топлива. На фиг. 3 представлена восьми секционная камера детонационного горения, которая выполнена как направляющий аппарат для вращения ракеты.

Сверхзвуковая вращающаяся ракета работает следующим образом. Ракету запускают, например, из трубы. При старте ракеты и ее движении тепло от аэродинамического нагрева снимается с поверхности корпуса 1 и в продольных каналах 10 топливо 11 и окислитель 12 нагреваются до высоких температур, достигают высоких давлений и поступают в секции 3 камеры детонационного горения. Наибольшее же давление распыляемых материалов достигается вращением ракеты. Из кольцевых щелевых форсунок 5, 6, соответственно для топлива и окислителя, при истечении и их контакте происходит детонация в каждой секции 3 камеры с образованием ударной волны. После прохождения ударной волны сильно сжатые и нагретые продукты реакции быстро расширяются - происходит детонация всей топливной смеси, закрываются оба клапана подачи окислителя и топлива. Происходит полное удаление продуктов горения с совершением работы. Происходит завершение цикла. Выделяющееся тепло не позволяет затухнуть ударной волне. Скорость продуктов детонации выше скорости обычного горения. Это и повышает реактивную тягу ракеты. Газовые продукты детонации, проходя каналы секций 3 камеры детонационного горения, которая выполнена как направляющий аппарат и придают вращение ракете. Тем самым, за счет центробежных сил усиливается давление в топливе и окислителе, подаваемых в камеру детонационного горения. Корпус вращающейся ракеты представляет собой компрессор, осуществляющий подачу сжатых материалов в камеру детонационного горения. Отпадает необходимость в насосах высокого давления. А топливная смесь сжимается ударной волной. Во время детонации при высоком давлении обратные клапаны 7, 8 запирают подачу топлива и окислителя в секции 3 камеры, а при снижении давления клапаны 7, 8 открываются автоматически и процесс повторяется, т.е. движение ракеты происходит в пульсирующем режиме. Клапаны топливные 7 и для окислителя 8 работают одновременно попарно в диаметрально противоположных секциях камеры. В следующий момент времени работают две другие секции 3 камеры детонационного горения. Сумма времени работы восьми секционной камеры составляет 4 цикла (рис 2). Время срабатывания каждого клапана увеличилось в 4 раза и т.д. При 20 секционной камере детонационного горения, время на срабатывание клапанов увеличится в 10 раз. Отметим очень важную особенность проведения процесса детонационного горения (взрыва). Рассмотрим схему детонационного горения на фиг. 4. Из кольцевых щелевидных форсунок 5, 6, расположенных коаксиально при распылении образуются конусные факела 15, топливный факел в центре. При контакте факелов топлива и окислителя образуется область 16 детонационного горения (взрыв), которая работает как поршень, сжимая распыляемые материалы. В обе стороны по оси камеры происходит сжатие и детонация всей топливной смеси, закрываются оба клапана и полное удаление продуктов горения с совершением работы. Происходит завершение всего цикла горения. Это позволяет предотвратить непроизводительный выброс материалов и увеличить полезную мощность. Данный способ может быть применен на других типах летательных аппаратов. Управление полетом ракеты осуществляется посредством отключения подачи топлива в секции 3 камеры детонационного горения. Таким образом, ракета может двигаться по заранее запрограммированной траектории полета и она становится малоуязвимой. Неизрасходованное топливо во время полета используется как термобарический боеприпас. Для каждого типа летательного аппарата рассчитывается кривизна перегородок 2 таким образом, чтобы обеспечить оптимальный режим сжатия топлива и окислителя, т.е. частоту вращения и диаметр аппарата. В качестве топливной смеси можно взять систему керосин - кислород. Ракета проста в исполнении и значительно повышает тактико-технические характеристики в сравнении с известными ракетами.

Похожие патенты RU2703017C1

название год авторы номер документа
СВЕРХЗВУКОВАЯ ВРАЩАЮЩАЯСЯ РАКЕТА 2018
  • Угловский Сергей Евгеньевич
  • Пилягин Михаил Васильевич
RU2690236C1
СПОСОБ ФОРМИРОВАНИЯ И СЖИГАНИЯ ТОПЛИВНОЙ СМЕСИ В КАМЕРЕ ДЕТОНАЦИОННОГО ГОРЕНИЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ 2018
  • Угловский Сергей Евгеньевич
  • Пилягин Михаил Васильевич
RU2710740C1
Универсальный реактивный двигатель (УРД) 2019
  • Решетников Михаил Иванович
RU2754976C2
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА ДВУХМОТОРНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ СИЛОВОЙ УСТАНОВКОЙ 2020
  • Вовк Михаил Юрьевич
  • Марчуков Евгений Ювенальевич
  • Петриенко Виктор Григорьевич
  • Фролов Сергей Михайлович
RU2746294C1
ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ И СПОСОБ ЕГО РАБОТЫ 2017
  • Вовк Михаил Юрьевич
  • Иванов Владислав Сергеевич
  • Марчуков Евгений Ювенальевич
  • Петриенко Виктор Григорьевич
  • Фролов Сергей Михайлович
RU2674172C1
Турбореактивный авиационный двигатель 2019
  • Егоров Игорь Николаевич
  • Марчуков Евгений Ювенальевич
RU2724559C1
СПОСОБ И УСТРОЙСТВО ОРГАНИЗАЦИИ ПЕРИОДИЧЕСКОЙ РАБОТЫ НЕПРЕРЫВНО-ДЕТОНАЦИОННОЙ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ 2019
  • Вовк Михаил Юрьевич
  • Марчуков Евгений Ювенальевич
  • Петриенко Виктор Григорьевич
  • Фролов Сергей Михайлович
RU2724558C1
ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ И СПОСОБ ЕГО ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ 2021
  • Фролов Сергей Михайлович
  • Иванов Владислав Сергеевич
  • Фролов Фёдор Сергеевич
  • Авдеев Константин Алексеевич
  • Шиплюк Александр Николаевич
  • Звегинцев Валерий Иванович
  • Наливайченко Денис Геннадьевич
  • Внучков Дмитрий Александрович
RU2796043C2
ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДЕТОНАЦИОННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ И СПОСОБ ЕГО ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ 2019
  • Фролов Сергей Михайлович
  • Аксёнов Виктор Серафимович
  • Шамшин Игорь Олегович
  • Набатников Сергей Александрович
  • Авдеев Константин Алексеевич
  • Шулакова Надежда Сергеевна
RU2706870C1
МНОГОРАЗОВЫЙ ГИБРИДНЫЙ РАКЕТОНОСИТЕЛЬ КРИШТОПА (МГРК), ГИБРИДНАЯ СИЛОВАЯ УСТАНОВКА (ГСУ) ДЛЯ МГРК И СПОСОБ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ МГРК С ГСУ (ВАРИАНТЫ) 2022
  • Криштоп Анатолий Михайлович
RU2772596C1

Иллюстрации к изобретению RU 2 703 017 C1

Реферат патента 2019 года СВЕРХЗВУКОВАЯ ВРАЩАЮЩАЯСЯ РАКЕТА

Изобретение относится к авиационно-космической технике, а именно к движущимся со сверхзвуковыми скоростями летательным аппаратам с ракетными двигателями. Технический результат – повышение эффективности тепловой защиты корпуса ракеты и повышение рекуперации тепла от аэродинамического нагрева. Сверхзвуковая ракета содержит цилиндрической формы корпус, контейнер с жидким топливом, ракетный двигатель и устройство для вращения ракеты. Камера детонационного горения выполнена как направляющий аппарат для вращения ракеты. Внутренний объем камеры разделен полыми перегородками заданной кривизны, образующими несколько секций. В каждой секции камеры детонационного горения коаксиально установлены кольцевые щелевидные форсунки для распыления топлива и окислителя, снабженные обратными клапанами и связанные материалопроводами с продольными каналами по периметру корпуса и с коаксиально установленными цилиндрическими емкостями для топлива и окислителя. Такое выполнение обеспечивает возможность съема тепла с поверхности ракеты от аэродинамического нагрева при ее старте и движении и его использования для нагрева топлива и окислителя в продольных каналах до температур и давлений, обеспечивающих детонационное горение топлива и окислителя. 4 ил.

Формула изобретения RU 2 703 017 C1

Сверхзвуковая вращающаяся ракета, содержащая цилиндрической формы корпус, контейнер с жидким топливом, ракетный двигатель и устройство для вращения ракеты, отличающаяся тем, что камера детонационного горения выполнена как направляющий аппарат для вращения ракеты, где внутренний объем камеры разделен полыми перегородками заданной кривизны, образующими секции в количестве N, где N=1, 2, 3… натуральные числа, при этом в каждой секции камеры детонационного горения коаксиально установлены кольцевые щелевидные форсунки для распыления топлива и окислителя, снабженные обратными клапанами и связанные материалопроводами с продольными каналами по периметру корпуса и с коаксиально установленными цилиндрическими емкостями для топлива и окислителя с обеспечением возможности съема тепла с поверхности ракеты от аэродинамического нагрева при ее старте и движении и его использования для нагрева топлива и окислителя в продольных каналах до температур и давлений, обеспечивающих детонационное горение топлива и окислителя.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2019 года RU2703017C1

СВЕРХЗВУКОВАЯ ВРАЩАЮЩАЯСЯ РАКЕТА 2010
  • Белобрагин Борис Андреевич
  • Калюжный Геннадий Васильевич
  • Захаров Олег Львович
  • Каширкин Александр Александрович
  • Захаров Сергей Олегович
  • Петров Валерий Леонидович
  • Ваньков Виктор Тимофеевич
RU2442101C1
ГИПЕРЗВУКОВОЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ 1999
  • Куранов А.Л.
  • Фрайштадт В.Л.
  • Корабельников А.В.
  • Кучинский В.В.
  • Шейкин Е.Г.
RU2172278C2
КРЫЛАТАЯ РАКЕТА, В ЧАСТНОСТИ - ПРОТИВОКОРАБЕЛЬНАЯ (ВАРИАНТЫ) 2014
  • Староверов Николай Евгеньевич
RU2580376C2
СПОСОБ ПОЛУЧЕНИЯ ДИАЛКИЛДИВИНИЛЭТИНИЛСТАННАНОВ 0
SU172777A1
ПУЛЬСИРУЮЩИЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДЕТОНАЦИОННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 2010
  • Мигалин Константин Валентинович
  • Сиденко Алексей Ильич
  • Мигалин Кирилл Константинович
  • Амброжевич Александр Владимирович
  • Ларьков Сергей Николаевич
RU2443893C1
US 5143320 A1, 01.09.1992.

RU 2 703 017 C1

Авторы

Угловский Сергей Евгеньевич

Пилягин Михаил Васильевич

Даты

2019-10-15Публикация

2018-09-24Подача