Стартовый комплекс для ракет космического назначения

Предложен стартовый комплекс, который содержит ракету, стартовый канал, многоскатное газоотражательного устройство, газоходы лоткового типа и перекрытие над каждым газоходом которого выполнены дополнительные каналы, суживающиеся от входного отверстия на наружной поверхности комплекса к выходному отверстию перекрытия, при скорости воздушного потока на выходе из дополнительных каналов Vп>120 м/с соотношения площадей входного и выходного отверстий имеет вид: S ₂/S₁>3, где S₂ - площадь входного отверстия на наружной поверхности комплекса; S₁ - площадь дополнительного канала выходного отверстия перекрытия. 1 илл.

Полезная модель относится к области ракетно-космической техники и может быть использована для наземного старта ракет космического назначения.

Известны ракетные комплексы [Афанасьев Е.В., Балобан В.И., Бобышев С.В., Добросердов И.Л. / Структурно-элементное моделирование газодинамических процессов при старте ракет. - Бал. гос. техн. ун-т. СПб., 2004, с.1-9], состоящие из ракеты, многоскатанного газоотражательного устройства, газоотходов лоткового типа и перекрытия, в котором установлена ракета. При старте ракеты истекающие струи воздействуют на многоскатное газоотражательное устройство. Образующееся при этом течение, распространяющееся по газоходам лоткового типа, разделяется на прямое течение и кольцевой обратный поток, направленный к корпусу ракеты. При определенных параметрах двигательной установки ракеты и ее положении относительно газоотражателя кольцевой обратный поток может вызвать нагрев корпуса ракеты, который строго ограничен или вообще не допустим [Бирюков Г.П.. Гранкин Б.К., Козлов В.В., Соловьев В.Н./Основы проектирования ракетно-космических комплексов). - СПб: Алфавит, 2002, с.264-265].

Задачей полезной модели является уменьшение габаритных размеров стартового комплекса при условии отсутствия воздействия кольцевого обратного потока на корпус ракеты космического назначения.

Указанная задача решается тем, что в стартовом комплексе, состоящем из ракеты, стартового канала, многоскатного газоотражательного устройства, газоходов лоткового типа и перекрытия, над каждым газоходом в перекрытии выполнены дополнительные каналы, суживающиеся от входного отверстия на наружной поверхности комплекса к выходному отверстию перекрытия. Величина максимальной скорости прямого течения,

устанавливается экспериментально и составляет 800 м/с. Кроме того, определено [Теория турбулентных струй /Абрамович Г.Н., Гиршович Т.А., Крашенинников С.Ю. и др.; под ред. Г.Н.Абрамовича. - 2-е изд., перераб. и доп.- М.: Наука, 1984. с.56-57], что поперечная скорость на границе двумерного течения составляет 5%, то есть 40 м/с.Следовательно, для получения скорости воздушного потока на выходе из дополнительных каналов Vп>120 м/с, из уравнения неразрывности соотношение площадей входного и выходного отверстий имеет вид:

S₂/S₁ >3, где

S₂ - площадь входного отверстия на наружной поверхности комплекса;

S ₁ -площадь дополнительного канала выходного отверстия перекрытия.

На фиг.1 представлен продольный разрез стартового комплекса для ракет космического назначения.

Стартовый комплекс содержит ракету 1, расположенную в стартовом канале 2. В перекрытии 3 выполнены дополнительные каналы 4, суживающиеся от входного отверстия на наружной поверхности комплекса к выходному отверстию перекрытия 3. Кроме того, стартовый комплекс содержит газоходы лоткового типа 5 и газоотражательное устройство 6.

Стартовый комплекс работает следующим образом. При воздействии струй двигателей ракеты 1 на многоскатное газоотражательное устройство 6 происходит распространение прямого течения по газоходам лоткового типа 5, образование кольцевого обратного потока, направленного к ракете 1, и возникновение воздушного потока в дополнительных каналах 4 перекрытия 3 за счет эжекции прямого течения воздуха. Соотношение площадей S₂ входного отверстия на наружной поверхности комплекса и площадь S₁ выходного отверстия перекрытия, должно быть выбрано таким образом, чтобы скорость воздушного потока Vп на выходе из дополнительных каналов 4 составляла не менее 120 м/с., это условие позволяет получить результирующее течение, значительно ослабляющее тепловое воздействие кольцевого обратного потока на корпус ракеты

или полное отсутствие воздействия кольцевого обратного потока на корпус ракеты космического назначения.

Стартовый комплекс обладает рядом существенных преимуществ по сравнению с известными. Одним из них является снижение затрат на строительство и эксплуатацию комплексов вследствие их меньших габаритов. Кроме того, возможна относительно недорогая их модернизация, т.е. использование имеющихся комплексов для старта ракет большей мощности. В связи с тем, что в предлагаемом комплексе обеспечивается отвод горячих газов обратного кольцевого потока от корпуса ракеты космического назначения, ее старт является более надежным, а нижняя часть его корпуса может быть выполнена тоньше, что позволяет при тех же затратах топлива вывести на орбиту полезный груз большего веса.

Стартовый комплекс содержит ракету, стартовый канал, многоскатное газоотражательного устройство, газоходы лоткового типа и перекрытие, отличающийся тем, что в перекрытии над каждым газоходом выполнены дополнительные каналы, суживающиеся от входного отверстия на наружной поверхности комплекса к выходному отверстию перекрытия, при скорости воздушного потока на выходе из дополнительных каналов Vп>120 м/с соотношения площадей входного и выходного отверстий имеет вид

S₂/S₁ >3,

где S₂ - площадь входного отверстия на наружной поверхности комплекса;

S ₁ - площадь дополнительного канала выходного отверстия перекрытия.