Результат интеллектуальной деятельности: СВЕРХЗВУКОВАЯ ВРАЩАЮЩАЯСЯ РАКЕТА

Изобретение относится к авиационно-космической технике, а именно, к движущимися со сверхзвуковыми скоростями летательных аппаратов с ракетными двигателями. 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.

Известен детонационный двигатель НПО «Энергомаш»-проект «Ифрит», pikabu. Ru>story…guotyenergomashguot (интернет). Создан демонстрационный образец кислородно-керосинового жидкостного ракетного двигателя с детонационным режимом горения. Реактивная струя создается за счет контролируемых взрывов с высокой частотой, где ударная волна закручивается в кольцевой камере сгорания, что и обеспечивает меньший расход топлива при сохранении мощности. Двигатель работает не как пульсирующий, а как обычный ЖРД со стационарным горением, но куда более эффективно, поскольку на самом деле в нем происходит детонация топливной смеси. Однако он имеет ряд существенных недостатков. Наличие одной камеры сгорания при высокочастотной подаче горючей смеси не позволяет полностью очистить камеру от продуктов горения перед новой подачей топлива. Это приводит к неполному сгоранию топливной смеси и, естественно, к снижению мощности. Следовательно, цикл детонационного горения полностью не завершен. Процесс плохо управляемый, невозможно регулировать траекторию полета. При этом малые камеры детонационного горения в конструкционном отношении более эффективны, чем большие. Данный двигатель по физической сущности близок к заявленному объекту, но не взят за прототип, так как не представляет собой готовое изделие. Наиболее близким по техническому решению и достигаемому результату является 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 косо поставленными лопастями для вращения ракеты. 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. Рекуперация тепла от аэродинамического нагрева в рабочее тело двигателя не предусмотрена. Решаемая техническая задача - обеспечение тепловой защиты корпуса 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, контейнер с жидким топливом, ракетный двигатель и устройство для вращения ракеты достигается тем, что камера детонационного горения выполнена как направляющий аппарат для вращения ракеты, где внутренний объем камеры разделен перегородками заданной кривизны, образующие секции в количестве N, где N=1, 2, 3, … натуральные числа, при этом в каждой секции камеры детонационного горения коаксиально установлены кольцевые щелевидные форсунки для распыления топлива и окислителя, снабженные обратными клапанами и связаны материалопроводами с продольными каналами по периметру корпуса и с коаксиально установленными цилиндрическими емкостями для топлива и окислителя.

На фиг. 1 представлен общий вид сверхзвуковой вращающейся ракеты; на фиг. 2 - сечение по А-А на фиг. 1.: на фиг. 3 - сечение по Б-Б на фиг. 1; на фиг. 4 - вид В на фиг. 1 - схема подачи топлива и окислителя в камеру детонационного горения. В примере конкретной реализации сверхзвуковая вращающаяся ракета содержит цилиндрической формы корпус 1 с каналом внутри, камеру детонационного горения, где внутренний объем камеры разделен перегородками 2 заданной кривизны на автономные секции 3 в количестве N, где N=1, 2, 3, … натуральные числа. В каждой секции камеры коаксиально установлены кольцевые щелевидные форсунки 4, для распыления топлива 5 и окислителя 6, которые снабжены обратными клапанами 7, 8 и связаны материалопроводами 9 с продольными каналами 10 по периметру корпуса для топлива 11 и окислителя 12 и с коаксиально установленными цилиндрическими емкостями 13 и 14 для окислителя и топлива. На фиг. 3 представлена восьми секционная камера детонационного горения, которая выполнена как направляющий аппарат для вращения ракеты.

Сверхзвуковая вращающаяся ракета работает следующим образом. Ракету запускают, например, из трубы. При старте ракеты и ее движении тепло от аэродинамического нагрева снимается с поверхности корпуса 1 и в продольных каналах 10 топливо 11 и окислитель 12 нагреваются до высоких температур, достигают высоких давлений и поступают в секции 3 камеры детонационного горения. Наибольшее же давление распыляемых материалов достигается вращением ракеты. Из кольцевых щелевых форсунок 5, 6, соответственно для топлива и окислителя, при истечении и их контакте происходит детонация в каждой секции 3 камеры с образованием ударной волны. После прохождения ударной волны сильно сжатые и нагретые продукты реакции быстро расширяются - происходит детонация всей топливной смеси, закрываются оба клапана подачи окислителя и топлива. Происходит полное удаление продуктов горения с совершением работы. Происходит завершение цикла. Выделяющееся тепло не позволяет затухнуть ударной волне. Скорость продуктов детонации выше скорости обычного горения. Это и повышает реактивную тягу ракеты. Газовые продукты детонации, проходя каналы секций 3 камеры детонационного горения, которая выполнена как направляющий аппарат и придают вращение ракете. Тем самым, за счет центробежных сил усиливается давление в топливе и окислителе, подаваемых в камеру детонационного горения. Корпус вращающейся ракеты представляет собой компрессор, осуществляющий подачу сжатых материалов в камеру детонационного горения. Отпадает необходимость в насосах высокого давления. А топливная смесь сжимается ударной волной. Во время детонации при высоком давлении обратные клапаны 7, 8 запирают подачу топлива и окислителя в секции 3 камеры, а при снижении давления клапаны 7, 8 открываются автоматически и процесс повторяется, т.е. движение ракеты происходит в пульсирующем режиме. Клапаны топливные 7 и для окислителя 8 работают одновременно попарно в диаметрально противоположных секциях камеры. В следующий момент времени работают две другие секции 3 камеры детонационного горения. Сумма времени работы восьми секционной 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. Отметим очень важную особенность проведения процесса детонационного горения (взрыва). Рассмотрим схему детонационного горения на фиг. 4. Из кольцевых щелевидных форсунок 5, 6, расположенных коаксиально при распылении образуются конусные факела 15, топливный факел в центре. При контакте факелов топлива и окислителя образуется область 16 детонационного горения (взрыв), которая работает как поршень, сжимая распыляемые материалы. В обе стороны по оси камеры происходит сжатие и детонация всей топливной смеси, закрываются оба клапана и полное удаление продуктов горения с совершением работы. Происходит завершение всего цикла горения. Это позволяет предотвратить непроизводительный выброс материалов и увеличить полезную мощность. Данный способ может быть применен на других типах летательных аппаратов. Управление полетом ракеты осуществляется посредством отключения подачи топлива в секции 3 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 2 таким образом, чтобы обеспечить оптимальный режим сжатия топлива и окислителя, т.е. частоту вращения и диаметр аппарата. В качестве топливной смеси можно взять систему керосин - кислород. Ракета проста в исполнении и значительно повышает тактико-технические характеристики в сравнении с известными ракетами.