Результат интеллектуальной деятельности: СВЕРХЗВУКОВАЯ ВРАЩАЮЩАЯСЯ РАКЕТА

Изобретение относится к авиационно-космической технике, а именно, к движущимися со сверхзвуковыми скоростями летательных аппаратов с воздушно-реактивными двигателями. Известен 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 косопоставленными лопастями. 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. Невысокая рекуперация тепла от аэродинамического нагрева в тело двигателя.

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.

Наиболее близким по техническому решению и достигаемому результату является патент РФ №2580376, МПК F42B 15/00, 2014 г. Крылатая ракета, в частности, противокорабельная (Варианты), которая взята нами за прототип. Крылатая ракета содержит цилиндрической формы корпус, внутри имеет конфузор, переходящий в цилиндрический участок и затем переходящий в диффузор. В задней части конфузора расположена форсунка, а в фокусе конфузора расположен излучатель или приемник. В конце диффузора по диаметру расположены два газовых руля управления. Ракета работает следующим образом. Корпус ракеты расположен под некоторым углом к набегающему потоку воздуха, последний сжимается в конфузоре, затем в цилиндрическом канале впрыскивается через форсунки нагретое топливо. Самовоспламеняющийся газ расширяется в диффузоре, создавая реактивную тягу. Управляется ракета газовыми рулями, расположенными в конце диффузора по диаметру. Как отмечено в патенте, ракета имеет недостаток в части эффективной теплоизоляции цилиндрической части и диффузора. Ракета обладает узким диапазоном регулировки траектории полета и невысокой рекуперацией тепла от аэродинамического нагрева в тело двигателя.

Решаемая техническая задача-обеспечение тепловой защиты корпуса и внутренних узлов 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 с каналом внутри, состоящим из конфузора, образующий сужающуюся полость, который используется как прямоточный воздушно-реактивный двигатель, форсунки для распыления топлива и устройство управления, достигается тем, что полости, образованные стенками корпуса, конфузора и камеры детонационного горения заполнены топливом, камера детонационного горения выполнена как направляющий аппарат для вращения ракеты, где внутренний объем камеры разделен полыми перегородками заданной кривизны, образующие секции в количестве N, где N=1,2,3 … натуральные числа, при этом в каждой секции камеры детонационного горения установлены щелевидные форсунки для распыления топлива и сжатого воздуха, снабженные обратными клапанами.

На фиг. 1 представлен общий вид сверхзвуковой вращающейся ракеты; на фиг. 2 - сечение по А-А на фиг. 1; на фиг. 3 - схема подачи топлива и воздуха в камеру детонационного горения.

В примере конкретной реализации сверхзвуковая вращающаяся ракета содержит цилиндрический формы корпус 1 с каналом внутри, состоящим из конфузора 2, камеры детонационного горения, которые и образуют прямоточный воздушно-реактивный двигатель. Камера детонационного горения выполняет две функции, смешивание топлива с воздухом и взрыв газовой смеси. Она разделена поломи перегородками 3 заданной кривизны на автономные секции 4 в количестве N, где N=1,2,3 … натуральные числа. На фиг. 2 представлена восьми секционная камера детонационного горения. Многосекционная камера детонационного горения выполнена как направляющий аппарат для вращения ракеты. Полости, образованные стенками корпуса 1, конфузора 2, камеры детонационного горения заполнены топливом 5. В каждой секции 4 камеры детонационного горения установлены щелевидные форсунки 6 для распыления топлива и сжатого воздуха с обратными клапанами 7, 8 (фиг. 3).

Сверхзвуковая вращающаяся ракета работает следующим образом. Ракету запускают из трубы. При старте ракеты и ее движении воздух в конфузоре, в местах наибольшего торможения, каналах 7 нагревается до высоких температур и топливо через каналы 9,10, соответственно, поступают в секции 4 камеры детонационного горения. Тепло от аэродинамического нагрева снимается со всей поверхности ракеты, контактирующей с воздухом, а также от камеры детонационного горения и топливо нагревается до критической выше критической температур. В летательных аппаратах, где топливо (нефть) используется как охлаждающий агент, то оно нагревается до этих температур и достигает высоких давлений. Для системы нефть-газ рассматривается диаграмма нефть-газ в координатах температура-давление (neftepro,ru >publ/15-1-30<. Фазовое равновесие системы нефть-газ-Геология). Рекуперация тепла происходит за счет перевода топлива в газообразное состояние и фазового перехода. Из щелевых форсунок 6 топливо 5 поступает в газовом состоянии, при их контакте с воздухом происходит детонация в каждой секции 4 камеры с образованием ударной волны. После прохождения ударной волны сильно сжатые и нагретые продукты реакции быстро расширяются-происходят взрывы. Выделяющееся тепло не позволяет затухнуть ударной волне. Скорость продуктов детонации в 20-25 раз выше скорости обычного горения. Это и повышает реактивную тягу ракеты. Газовые продукты детонации, проходя каналы секций 4 камеры детонационного горения, которая выполнена как направляющий аппарат и придают вращение ракете. Тем самым, за счет центробежных сил усиливается давление в топливе и воздухе, подаваемых в камеру детонационного горения. Корпус вращающейся ракеты представляет собой компрессор, осуществляющий подачу сжатого воздуха и топлива в камеру детонационного горения. Отпадает необходимость в насосах высокого давления. А топливная смесь сжимается ударной волной. Во время детонации давление в секциях 4 камеры высокое и обратные клапаны 7,8 запирают подачу воздуха и топлива в форсунки 6, а при снижении давления клапаны 7,8 открываются автоматически и процесс повторяется, т.е. движение ракеты происходит в пульсирующем режиме. Клапаны топливные 7 и воздушные 8 работают одновременно попарно в диаметрально противоположных секциях камеры. В следующий момент времени работают две других секции 4 камеры детонационного горения. Сумма времени работы восьмисекционной 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. Управление полетом ракеты осуществляется посредством отключения подачи топлива в секции 4 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 3 таким образом, чтобы обеспечить оптимальный режим сжатия воздуха и топлива, т.е. частоту вращения и диаметр аппарата. Ракета проста в исполнении и значительно повышает тактико-технические характеристики в сравнении с известными ракетами.