Перший ступінь ракети авіаційного ракетного комплексу

Реферат: Перший ступінь ракети авіаційного ракетного комплексу містить корпус ракети, встановленої горизонтально у вантажному відсіку літака, послідовно розташовані в ньому бак рідкого кисню, бак пального і рушійну установку, а також витратні магістралі, котрі з'єднують центральні частини нижніх днищ відповідних баків з рушійною установкою, причому витратна магістраль рідкого кисню проходить крізь бак пального, а у кожному баку виконана поперечна перегородка, яка обмежує замкнений газорідинний об'єм у передній частині бака, нижня частина котрого через виконаний у поперечній перегородці отвір сполучена з основним об'ємом цього бака. Витратна магістраль рідкого кисню нахилена відносно поздовжньої осі ракети вниз на кут, величина котрого складає не менш ніж 12°, розміщена вище отвору у поперечній перегородці бака пального і герметично з'єднана з цією перегородкою. UA 85883 U (12) UA 85883 U UA 85883 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 Корисна модель належить до ракетно-космічної галузі, а саме - до багатоступінчастих ракетносіїв і може використовуватися на авіаційних ракетних комплексах (АРК). Відомим є перший ступінь ракети, що містить корпус ракети, послідовно розташовані в ньому бак рідкого кисню, бак пального і рушійну установку, а також витратні магістралі, котрі з'єднують центральні частини нижніх днищ відповідних баків з рушійною установкою, причому витратна магістраль рідкого кисню проходить крізь бак пального (див. книгу ''Ракеты-носители" / Под. ред. С.О. Осипова. - М.: Воениздат, 1981. - С. 203, рис. 6.1). Відома ракета готується до пуску у вертикальному положенні на стаціонарній пусковій установці. Під час заправлення баків ракети компонентами палива, наприкінці заправлення, передбачається обов'язкова наявність у баках газової "подушки", яка необхідна для забезпечення надійного запуску рушійної установки (РУ), при цьому витратні магістралі, що з'єднують баки з РУ, заповнюються компонентами палива. Але наявність вільної газової (парогазової) фази у заправлених баках відомої ракети обмежує можливість використання її ступенів, а саме, їх неможливо використовувати на перших ступенях ракет АРК, де заправлені ракети транспортуються і десантуються горизонтально. Це пов'язано з тим, що під час десантування ракети з літака АРК на рідкі компоненти палива, що знаходяться у її баках, діють сильні збуджуючі прискорення і перевантаження, котрі викликають, при наявності у баках вільної газової фази, інтенсивне перемішування рідини і газу в об'ємі кожного бака. Це може призвести до потрапляння значних парогазових вкраплень у витратну магістраль кожного бака і викликати зрив подавання рідкого компонента палива у РУ, що спричинить не запуск або аварію РУ і руйнування ракети. Недоліком відомого першого ступеня є його низькі експлуатаційні якості через наявність парогазових вкраплень у компонентах палива горизонтально розташованої ракети, які можуть призвести до виходу з ладу РУ під час її запуску. Найближчим до запропонованого по технічному рішенню є вибраний як прототип перший ступінь ракети авіаційного ракетного комплексу за патентом України № 51791u, МПК B64G5/00, B64D5/00, 2010 р. Цей ступінь містить корпус ракети, встановленої горизонтально у вантажному відсіку літака, послідовно розташовані в ньому бак рідкого кисню, бак пального і рушійну установку, а також витратні магістралі, котрі з'єднують центральні частини нижніх днищ відповідних баків з рушійною установкою, причому витратна магістраль рідкого кисню проходить крізь бак пального, а у кожному баку виконана поперечна перегородка, яка обмежує замкнений газорідинний об'єм у передній частині бака, нижня частина котрого через виконаний у поперечній перегородці отвір сполучена з основним об'ємом цього бака. Наявність газорідинного об'єму з локалізованим газовим об'ємом, що знаходиться у динамічному контакті (через отвір у поперечній перегородці) з основним об'ємом рідкого кисню, котрий не містить парогазових вкраплень, забезпечує надійний запуск РУ і надійний старт ракети під час десантування її з літака. Але при тривалому часі транспортування (до 7 годин) заправленої ракети у точку старту до рідкого кисню через теплоізоляцію бака потрапляє значний теплоприплив, котрий викликає підвищення температури заправленого рідкого кисню, а також його температурне розшарування (стратифікацію) по висоті (тобто по діаметру) горизонтально розташованого бака з утворенням у верхній частині бака більш прогрітого шару рідкого кисню, котрий найбільше схильний до закипання від дії теплоприпливів. Це спонукає, для попередження закипання прогрітого кисню і забезпечення надійного запуску РУ під час десантування ракети, проводити термостатування рідкого кисню у баку з використанням вертикальної кріогенної ємності з рідким киснем, яка розміщена у вантажному відсіку літака. Недоліком відомого першого ступеня ракети АРК є його невисокі експлуатаційні якості, такі як: - суттєве ускладнення конструкції АРК і зниження маси корисного вантажу, котру необхідно вивести на орбіту, через наявність кріогенної ємності з рідким киснем і додаткової кріогенної арматури; - суттєве ускладнення функціонування і зниження надійності АРК через необхідність термостатування рідкого кисню у баку під час польоту АРК. В основу корисної моделі поставлена задача створення удосконаленої конструкції першого ступеня ракети авіаційного ракетного комплексу, яка б дозволила забезпечити підвищення його експлуатаційних якостей шляхом уведення в неї нових елементів і технічних рішень, таких як: - витратна магістраль рідкого кисню встановлюється з нахилом відносно поздовжньої осі ракети вниз на кут, величина котрого складає не менш ніж 12°, що дозволяє організувати циркуляцію рідкого кисню з витратної магістралі у бак і навпаки і, таким чином, забезпечити підтримання заданої температури рідкого кисню у баку без спеціальної системи термостатування; 1 UA 85883 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 - витратна магістраль розміщується вище отвору у поперечній перегородці бака пального і герметично з'єднується з цією перегородкою, що дозволяє забезпечити раціональне розміщення отвору з певним перерізом у поперечній перегородці для оптимальної взаємодії газорідинного і основного об'ємів бака. Поставлена задача вирішується таким чином, що у запропонованому першому ступені ракети авіаційного ракетного комплексу, який містить корпус ракети, встановленої горизонтально у вантажному відсіку літака, послідовно розташовані в ньому бак рідкого кисню, бак пального і рушійну установку, а також витратні магістралі, котрі з'єднують центральні частини нижніх днищ відповідних баків з рушійною установкою, причому витратна магістраль рідкого кисню проходить крізь бак пального, а у кожному баку виконана поперечна перегородка, яка обмежує замкнений газорідинний об'єм у передній частині бака, нижня частина котрого через виконаний у поперечній перегородці отвір сполучена з основним об'ємом цього бака, в ньому витратна магістраль рідкого кисню нахилена відносно поздовжньої осі ракети вниз на кут, величина котрого складає не менш ніж 12°, розміщена вище отвору у поперечній перегородці бака пального і герметично з'єднана з цією перегородкою. Для пояснення конструкції першого ступеня ракети АРК і його роботи додаються креслення і його детальний опис. Запропонований перший ступінь ракети 1 містить бак 2 пального (керосину), бак 3 окислювача (рідкого кисню), витратні магістралі пального 4 і окислювача 5 з роздільними клапанами 6 і 7 відповідно і рушійну установку. РУ містить камеру згоряння з соплом 8, клапан 9 пального, клапан 10 окислювача, турбонасосний агрегат 11, газогенератор 12 і вихлопний патрубок 13. Витратна магістраль 5 окислювача проходить крізь бак 2 пального, підключена до центральної частини нижнього днища бака 3 окислювача і розташована з нахилом вниз на кут не менше ніж 12°. Бак 3 окислювача і витратна магістраль 5 окислювача мають теплоізоляцію 14 і 15 відповідно, причому товщина теплоізоляції 15 менше, ніж товщина теплоізоляції 14. Днища бака 2 пального мають теплоізоляцію 16. Всередині баків 2 і 3 встановлені поперечні перегородки 17 і 18 відповідно з отворами 19 і 20, котрі обмежують газорідинні об'єми 21 і 22, які через отвори 19 і 20 сполучені з основним об'ємом бака 2 або 3, що заповнені відповідним компонентом палива і не містять газових вкраплень. Рушійна установка може використовуватися за патентом РФ № 2.119.081, МПК F02K9/00, 1996 р. Робота запропонованого першого ступеня ракети АРК здійснюється наступним чином. Перед польотом літака ракету 1 заправляють компонентами палива, при цьому рідкий кисень заправляють за допомогою системи за патентом РФ № 2.297.373, МПК B64G5/00, F17C6/00, 2005 р. або відповідно способу за патентом РФ № 2.208.563, МПК B64G5/00, B64D5/00, B64G1/14, 2001 р. Після заправлення ракети 1 компонентами палива АРК злітає і транспортує її до точки старту (десантування) на заданій висоті. У процесі польоту АРК до рідкого кисню через теплоізоляцію 14 надходить значний теплоприплив, що призводить до підвищення температури рідкого кисню і його температурному розшаруванню по висоті горизонтально розташованого бака 3 окислювача. Одночасно з цим теплоприплив надходить до рідкого кисню, що знаходиться у витратній магістралі 5, і викликає його нагрівання і температурне розшарування по висоті перерізу цієї магістралі 5. При цьому, оскільки витратна магістраль 5 розташована з нахилом вниз відносно поздовжньої осі ракети 1 (тобто у бік РУ), більш прогрітий і легкий верхній по перерізу цієї магістралі шар кисню спливає вздовж магістралі і надходить у бак 3 окислювача, а у витратну магістраль 5 з бака 3 окислювача заходить більш холодний кисень і забезпечує циркуляцію рідкого кисню у цій магістралі 5. Циркуляційний кисень, що входить у бак 3 окислювача з витратної магістралі 5, надходить у верхню частину бака 3 окислювача за рахунок швидкісного напору і різниці температур, забезпечуючи зниження температури найбільш прогрітого верхнього шару рідкого кисню у цьому баку за рахунок турбулентного змішування з більш холодними нижніми шарами кисню. Через відносно малий, у порівнянні з діаметром бака 3 окислювача, діаметр витратної магістралі 5 і її меншій теплоізольованості, у магістралі має місце значно більш інтенсивний, ніж у баку 3, середньомасовий прогрів рідкого кисню від зовнішніх теплоприпливів, котрий створює рушійну силу циркуляційного процесу у витратній магістралі 5, яка (рушійна сила) також, при заданих розрахункових параметрах витратної магістралі 5, залежить від кута нахилу цієї магістралі до поздовжньої осі ракети 1. Так, при куті нахилу не менше ніж 12°, витрачання циркуляційного кисню, що надходить у бак 3 окислювача, забезпечує зниження температури верхнього шару рідкого кисню по довжині бака, яке достатнє для підтримання у заданих межах величини тиску наддування, котра запобігає закипанню рідкого кисню у баку 3 окислювача без його термостатування під час перебування 2 UA 85883 U 5 10 15 бака 3 окислювача у заправленому стані на борту літака і забезпечує надійний повітряний старт ракети 1. Величина тиску у запропонованому баку перевищує величину тиску передстартового наддування бака окислювача у відомому баку, що обумовлює більшу товщину стінки і вагу запропонованого бака. Можливість підтримання заданої величини тиску у баку 3 окислювача, при забезпеченні надійного повітряного старту ракети, дає можливість мати вагові характеристики цього баку, котрі дозволяють значно збільшити масу корисного вантажу, який виводять на орбіту. Таким чином, запропонований перший ступінь ракети АРК, який має просту і надійну конструкцію, дозволяє знизити максимальну температуру прогрівання рідкого кисню у баку окислювача від зовнішніх теплоприпливів (без його термостатування) не менше ніж на 3° і знизити максимальний тиск у баку під час польоту літака на 0,4 ата. При цьому для бака окислювача з 50 т рідкого кисню його вага перевищить вагу відомого бака (з термостатуванням рідкого кисню) на - 100 кг. У той же час вага кріогенного обладнання (у тому числі додатковий рідкий кисень і арматура), яке необхідне на борту літака для термостатування кисню у баку окислювача, складає не менше ніж 500 кг. Тобто вагу ракети можна збільшити на - 400 кг, в результаті чого вага корисного вантажу збільшиться не менш ніж на 30 кг. ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ 20 25 30 Перший ступінь ракети авіаційного ракетного комплексу, що містить корпус ракети, встановленої горизонтально у вантажному відсіку літака, послідовно розташовані в ньому бак рідкого кисню, бак пального і рушійну установку, а також витратні магістралі, котрі з'єднують центральні частини нижніх днищ відповідних баків з рушійною установкою, причому витратна магістраль рідкого кисню проходить крізь бак пального, а у кожному баку виконана поперечна перегородка, яка обмежує замкнений газорідинний об'єм у передній частині бака, нижня частина котрого через виконаний у поперечній перегородці отвір сполучена з основним об'ємом цього бака, який відрізняється тим, що витратна магістраль рідкого кисню нахилена відносно поздовжньої осі ракети вниз на кут, величина котрого складає не менш ніж 12°, розміщена вище отвору у поперечній перегородці бака пального і герметично з'єднана з цією перегородкою. Комп’ютерна верстка В. Мацело Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 3