УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЗАЩИТЫ НАЗЕМНОГО ОБОРУДОВАНИЯ СТАРТОВОГО КОМПЛЕКСА ОТ РАСТЕКАЮЩЕГОСЯ ПОТОКА ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНОГО ГАЗА

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к отражающим устройствам, обеспечивающим защиту оборудования, расположенного непосредственно на поверхности стартовой площадки ракеты, от воздействия растекающегося потока высокотемпературного газа, образующегося при встрече газовой струи, истекающей из сопел ракетного двигателя, с плоской преградой.

Известно, что на стартовом участке траектории при подъеме ракеты газовая струя двигательной установки в случае попадания на горизонтальную поверхность стартовой площадки образует мощную растекающуюся струю, которая оказывает силовое и тепловое воздействие на оборудование, расположенное на поверхности стартовой площадки. (См. книгу «Технологические объекты наземной инфраструктуры ракетно-космической техники» под редакцией д.т.н., профессора И.В.Бармина, Москва, 2005 г., стр.256-257). Такое воздействие приводит к необходимости размещения оборудования на поверхности стартовой площадки на значительном удалении от оси огневого проема стартового сооружения. (См. книгу «Космодром» под общей редакцией профессора А.П.Вольского, Москва, 1977 г., стр.23). Однако такое размещение оборудования ведет к увеличению протяженности коммуникаций от оборудования до стартового сооружения, что приводит к увеличению затрат на создание стартовой позиции.

Известны также способы защиты оборудования путем размещения его в специально возводимых защитных сооружениях (см. книги "Технологические объекты наземной инфраструктуры ракетно-космической техники" (инженерное пособие) под общей редакцией доктора технических наук, профессора И.В.Бармина, Москва, 2005 г.), стр.148-149, 256-257; «Космодром» под общей редакцией профессора А.П.Вольского, Москва, 1977 г., стр.24). Сооружения защищены, как правило, частичным заглублением более прочных конструкций, защитными плитами и т.д. Однако необходимость строительства стационарных сооружений приводит к увеличению капитальных затрат на создание стартового комплекса.

Технической задачей, решаемой настоящим изобретением, является защита оборудования, расположенного на поверхности стартовых площадок ракет от растекающегося высокотемпературного потока газа при одновременном уменьшении габаритов защитного устройства, что создает условия для компактного размещения оборудования вокруг огневого проема и ведет к снижению капитальных затрат на создание стартового комплекса.

Поставленная техническая задача решается за счет того, что устройство установлено перед оборудованием, расположенным на поверхности стартовой площадки со стороны огневого проема и содержит ломаную отражающую поверхность, на которой установлены выступающие пилоны, обеспечивающие дробление потока на отдельные струи. Разность углов наклона плоскостей, образующих отражающую поверхность, составляет не менее 15°, высота расположения линии пересечения образующих плоскостей составляет 0,4-0,6 от общей высоты отражателя. Нижняя отражающая плоскость выполнена с углом встречи 35°-45°. На верхней отражающей плоскости выполнены выступающие пилоны трехгранной формы, расположенные равномерно по длине отражателя, начало переднего ребра пилона выполнено на линии пересечения отражающих плоскостей, а само переднее ребро пилона выполнено с отклонением от вертикали на угол не более 20°.

Следует отметить что все характеристики устройства, указанные выше, получены и проверены экспериментальным путем на макете, созданном на предприятии.

На фиг.1 показан фронтальный вид отражателя;

на фиг.2 - сечение А-А на фиг.1;

на фиг.3 - сечение Б-Б на фиг.1;

на фиг.4 - сечение В-В на фиг 3.

Предлагаемое устройство содержит ломаную отражающую поверхность 1, образованную нижней 2 и верхней 3 отражающими плоскостями с различными углами наклона α₁ и α₂, разность которых составляет не менее 15°. Линия пересечения 4 плоскостей 2 и 3 расположена на высоте H₁, равной 0,4÷0,6 общей высоты Н отражателя, при этом угол встречи α₁ нижней отражающей поверхности 2 составляет 35°-45°. На верхней отражающей плоскости 3 по всей длине отражателя L равномерно расположены трехгранные пилоны 5, у которых начало переднего ребра 6 совмещено с линией пересечения 4 образующих плоскостей 2 и 3, а само ребро 6 выполнено с отклонением от вертикали на угол α₃ не более 20°, при этом угол α₄ между боковыми гранями 7 пилона 5 составляет 45°÷60°.

При отклонении струи 8 ракетного двигателя 9 от центра огневого проема 10 и встрече ее с плоской преградой 11 образуется сверхзвуковой растекающийся поток 12 высокотемпературного газа, который при взаимодействии с устройством отклоняется плоскостями 2, 3 вверх и дробится пилонами 5 на отдельные струи, чем достигается защита оборудования 13, расположенного на стартовой площадке, от растекающегося потока газа 12 при уменьшении высоты Н и ширины В устройства.

Для подтверждения эффективности использования предлагаемого устройства при защите оборудования, размещаемого на поверхности стартовой площадки в радиусе 40 метров от центра огневого проема стартового сооружения, проведены газодинамические испытания на масштабном макете, которые показали, что заявленная конструкция устройства исключает силовое и тепловое воздействие на оборудование, расположенное за устройством.