РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС ПОЛУЗАГЛУБЛЕННОГО ТИПА

Техническое решение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано для наземного старта ракет-носителей космических аппаратов.
Известны ракетные комплексы, содержащие ракету, газоотражательное устройство, газоход лоткового типа и перекрытие, в котором имеется канал конической формы, сужающийся от входного отверстия на наружной поверхности к выходному отверстию (Бельков В.Н., Ланшаков В.Л. Ракетные комплексы: аспекты автоматизированного проектирования.: Учеб. пособие. Омск: Изд-во ОмГТУ, 2002. С.6-10).
Однако при определенных параметрах двигательной установки ракеты и ее положении относительно газоотражателя обратный поток может вызвать нагрев корпуса ракеты, который строго ограничен или вообще недопустим.
Известны также ракетные комплексы полузаглубленного типа (патент на полезную модель №29134 РФ; МПК 7 F 41 F 3/04, Ракетный комплекс полу заглубленного типа / Бельков В.Н., Белькова С. В., Ланшаков В.Л. (РФ); 2003. - 4 с.: ил.), содержащие газоотражательное устройство, газоход лоткового типа, перекрытие, имеющее канал конической формы, сужающийся от входного отверстия на наружной поверхности к выходному отверстию, и ракету, установленную в перекрытии и сдвинутую к газоотражательному устройству, причем ракета устанавливается асимметрично таким образом, что формирующийся направленный поток (за счет эжекции воздуха газовой струей) в зазоре между стенками ракеты и канала перекрытия имеет скоростной напор больше скоростного напора обратного потока
при его отрыве от газоотражательного устройства. Таким образом, результирующее течение, образованное при взаимодействии обратного и эжекционного потоков, направлено ниже корпуса ракеты, обеспечивая отсутствие воздействия обратного потока на корпус ракеты со стороны газоотражательного устройства.
Однако указанный комплекс имеет существенный недостаток - большие габариты, обусловленные необходимостью обеспечения безопасности старта. При уменьшении габаритов, а именно: при угле встречи оси струи с газоотражателем больше 35° и расстоянии от среза сопла до газоотражателя в пределах первой ударно-волновой конфигурации струи, интенсивность обратного потока и длина его распространения таковы, что наибольшую опасность представляет обратный поток, не со стороны газоотражателя, а с противоположной ему стороны - со стороны газохода лоткового типа. Так как деформация обратного потока с этой стороны меньше, то здесь он обладает большей энергией и имеет больший скоростной напор. Следовательно, струи двигательной установки ракеты не могут его полностью эжектировать, в результате возникает недопустимый нагрев корпуса ракеты.
Задачей, на решение которой направлено данное техническое решение, является обеспечении высокой безопасности старта ракеты при уменьшении габаритных размеров ракетного комплекса, путем изменения направления обратного потока со стороны газохода лоткового типа к центру сопел двигательной установки ракеты, где он полностью эжектируется газовой струей.
Указанная задача решается тем, что в ракетном комплексе полузаглубленного типа, включающем газоотражательное устройство, газоход лоткового типа, перекрытие, содержащее канал конической формы, сужающийся от входного отверстия на наружной поверхности к выходному отверстию, и ракету, установленную асимметрично ближе к газоотражательному
устройству, согласно заявленному техническому решению, ракетный комплекс дополнительно снабжен вентиляционной установкой, расположенной в перекрытии со стороны газохода лоткового типа.
На схеме представлен продольный разрез ракетного комплекса полузаглубленного типа. Ракетный комплекс полузаглубленного типа содержит ракету 1, газоотражательное устройство 2, газоход лоткового типа 3, перекрытие 4 с каналом конической формы 5 и вентиляционную установку 6.
При старте ракет в ракетном комплексе происходят следующие аэрогазодинамические процессы: образование обратного потока при воздействии струй двигательной установки ракеты 1 на газоотражательное устройство 2; распространение прямого течения по газоходу лоткового типа 3; в зазоре между стенками ракеты 1 и канала 5 перекрытия 4 формируется направленный поток, обусловленный высокой эжекционной способностью струй двигательной установки ракеты 1, в результате взаимодействия его с горячими газами обратного потока обеспечивается отсутствие воздействия последнего на корпус ракеты со стороны газоотражательного устройства; возникновение воздушного потока в пространстве между стенками ракеты 1 и канала 5 перекрытия 4 со стороны газохода лоткового типа 3, за счет работы вентиляционной установки 6; возникновение результирующего течения (образованного взаимодействием высоконапорного воздушного потока, создаваемого вентиляционной установкой, с горячими газами обратного потока), направленного к центру сопел двигательной установки ракеты 1; эжекция результирующего течения газовой струей двигательной установки ракеты 1.
Характеристики вентиляционной установки, выбираются таким образом, чтобы воздушный поток в канале 5 перекрытия 4 имел на выходе скоростной напора больший скоростного напора обратного потока в месте его отрыва от газоотражательного устройства 2 со стороны газохода лоткового типа 3 и достаточный для того чтобы изменить направления обратного
потока и направить его к центру сопел двигательной установки ракеты 1. Направленный таким образом к центру сопел двигательной установки ракеты 1 результирующий поток полностью эжектируется газовой струей, обеспечивая отсутствие воздействия обратного потока на корпус ракеты 1.
Заявляемое техническое решение обладает рядом существенных преимуществ по сравнению с известными ракетными комплексами. Одним из них является обеспечение высокой безопасности старта ракеты-носителя космического аппарата при уменьшении габаритных размеров, а следовательно и снижение затрат на строительство и эксплуатацию ракетных комплексов. Кроме того, возможна относительно недорогая их модернизация, т.е. использование имеющихся комплексов для старта ракет большей мощности. В связи с тем, что в предлагаемом комплексе обеспечивается отвод горячих газов обратного потока от корпуса ракеты-носителя космического аппарата, ее старт является более надежным, а нижняя часть его корпуса может быть выполнена тоньше, что позволяет при тех же затратах топлива вывести на орбиту полезный груз большего веса.