Спосіб старту ракети з багатосопловим двигуном

Реферат: Спосіб старту ракети з багатосопловим двигуном ґрунтується на тому, що старт здійснюють зі стартової споруди з прорізом, через котрий пропускають гази струменів від центрального і бічних сопел двигуна і відводять їх за допомогою багатосхилих лотків з бічними стінками. Бічні стінки встановлюють за межами поверхні, котра є границею надзвукової ділянки струменів двигуна під час старту і наступного відходу ракети від стартової споруди, а області течії у місцях зустрічі з поверхнею вказаних лотків окремих газодинамічно взаємодіючих струменів двигуна ізолюють одну від одної. UA 86934 U (12) UA 86934 U UA 86934 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Корисна модель належить до ракетно-космічної галузі, а саме - до способів старту ракет зі стартових споруд, і може використовуватися для старту ракет з багатосопловими двигунами. Відомим є спосіб старту ракети з багатосопловим двигуном, що ґрунтується на тому, що старт здійснюють зі стартової споруди з прорізом, через котрий пропускають гази струменів від бічних сопел двигуна і відводять їх за допомогою односхилого лотка з бічними стінками (див. патент України № 75343u, МПК B64G 5/00, F41F 3/00, 2012 p.). Недоліком відомого способу старту є низькі експлуатаційні характеристики стартової споруди, такі як: - великі габарити стартової споруди для відведення газів, глибина якої сягає до 16 м; - підвищене акустичне випромінювання під час відходу ракети від стартової споруди, що обумовлено взаємодією високотемпературних надзвукових струменів двигуна ракети з поверхнею елементів стартової споруди (у тому числі з бічними стінками прорізу). Це підвищене акустичне випромінювання (у порівнянні з польотом ракети вдалині від поверхні стартової споруди) призводить до збільшення рівнів акустичного навантаження на ракету, котру виводять на орбіту, і збільшення площини зони безпеки поблизу стартової споруди. Найближчим до запропонованого по технічному рішенню є вибраний як прототип спосіб старту ракети з багатосопловим двигуном, який описаний у патенті України № 60926u, МПК B64G 5/00, В63В 1/00, 2011 р. Цей спосіб ґрунтується на тому, що старт здійснюють зі стартової споруди з прорізом, через котрий пропускають гази струменів від бічних сопел двигуна і відводять їх за допомогою двосхилого лотка з бічними стінками. Двосхилий лоток має менші габарити, але його ребро взаємодіє з центральним струменем двигуна. Старт ракети з центральним соплом наведений у патенті України № 77453u, МПК B64G 5/00, F41F 3/00, 2012 р. Недоліком відомого способу старту є невисокі експлуатаційні характеристики стартової споруди через підвищене акустичне випромінювання під час відходу ракети від стартової споруди. В основу корисної моделі поставлена задача створення удосконаленого способу старту ракети з багатосопловим двигуном, який би забезпечував підвищення експлуатаційних характеристик комплексу шляхом уведення в нього нових операцій, таких як: - бічні стінки встановлюються за межами поверхні, котра є границею надзвукової ділянки струменів двигуна під час старту і наступного відходу ракети від стартової споруди, а області течії у місцях зустрічі з поверхнею вказаних лотків окремих газодинамічно взаємодіючих струменів двигуна ізолюються одна від одної, що дозволяє зменшити зону підвищеного акустичного шуму. Поставлена задача вирішується таким чином, що у запропонованому способі старту ракети з багатосопловим двигуном, який ґрунтується на тому, що старт здійснюють зі стартової споруди з прорізом, через котрий пропускають гази струменів від центрального і бічних сопел двигуна і відводять їх за допомогою багатосхилих лотків з бічними стінками, в ньому бічні стінки встановлюють за межами поверхні, котра є границею надзвукової ділянки струменів двигуна під час старту і наступного відходу ракети від стартової споруди, а області течії у місцях зустрічі з поверхнею вказаних лотків окремих газодинамічно взаємодіючих струменів двигуна ізолюють одну від одної. Для пояснення способу старту додаються креслення, на яких схематично зображений пристрій, у якому втілюється даний спосіб, та його детальний опис. На кресленнях зображено: - на фіг. 1 - загальний вигляд стартової споруди з отвором для центрального струменя; - на фіг. 2 - вигляд А фіг. 1 (розташування сопел на ракеті); - на фіг. 3 - вигляд Б фіг. 1 (вигляд стартової споруди збоку); - на фіг. 4 - загальний вигляд стартової споруди з жолобом для центрального струменя; - на фіг. 5 - розріз В-В фіг. 4 (конфігурація жолоба). Ракета 1 встановлена у прорізу 2 стартової споруди 3, яка має двосхилий лоток 4 з ребром 5 і отвором 6 й додатковий лоток 7 (фіг. 1, 3) або односхилий лоток 8 з жолобом 9 (фіг. 4), і бічні стінки 10. На ракеті 1 розміщені центральне сопло 11 і бічні сопла 12 (фіг. 2), які генерують центральний струмінь 13 і бічні струмені 14. Процес старту ракети здійснюється наступним чином. Після запуску двигуна ракети 1 центральний струмінь 13 через отвір 6 у двосхилому лотку 4 попадає на додатковий лоток 7 (фіг. 1, 3), а бічні струмені 14 попадають на двосхилий лоток 4. Через те, що місця зустрічі центрального і бічних струменів з поверхнею лотків 4, 7 ізольовані, виключається газодинамічна і акустична взаємодія струменів. Крім того, частково екранується шум від центрального струменя 13, що розтікається. Акустична дія на головний обтічник ракети 1 значно зменшується (на 7 дБ), а розтікання струменів йде практично вздовж лотків, не торкаючись інших поверхонь стартової споруди 3. 1 UA 86934 U 5 10 Наявність жолоба 9 (фіг. 4, 5) дозволяє газодинамічно ізолювати області течії вздовж лотка 8 центрального струменя 13 і бічних струменів 14. Таким чином, запропонований спосіб дозволяє: - ліквідувати основне джерело виникнення акустичного шуму - взаємодія струменів у місці зустрічі з перешкодою. Це призводить до зниження акустичного навантаження на головний обтічник, що дозволяє знизити його масу або збільшити масу корисного вантажу, що виводять; - знизити вимоги до акустичної стійкості корисного вантажу, отже зменшуються витрати на забезпечення віброакустичної стійкості корисного вантажу; - зменшити газодинамічні і теплові навантаження на стартову споруду. Захист головного обтічника від акустичного навантаження здійснюється за патентом РФ № 2.149.806, МПК B64G 1/46, B64G 1/52, B64G 1/66, 1995 р. Допустимі акустичні характеристики обладнання визначаються за патентом України № 5710u, МПК G01H 17/00, 2004 р. ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ 15 20 Спосіб старту ракети з багатосопловим двигуном, що ґрунтується на тому, що старт здійснюють зі стартової споруди з прорізом, через котрий пропускають гази струменів від центрального і бічних сопел двигуна і відводять їх за допомогою багатосхилих лотків з бічними стінками, який відрізняється тим, що бічні стінки встановлюють за межами поверхні, котра є границею надзвукової ділянки струменів двигуна під час старту і наступного відходу ракети від стартової споруди, а області течії у місцях зустрічі з поверхнею вказаних лотків окремих газодинамічно взаємодіючих струменів двигуна ізолюють одну від одної. 2 UA 86934 U 3 UA 86934 U Комп’ютерна верстка Д. Шеверун 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 4