СПОСОБ ПОЛЕТА РАКЕТЫ
METHOD FOR ROCKET FLIGHT

Изобретение относится к ракетной технике и может использоваться в космической и военной области.
Известен способ полета ракеты, описанный в патентах на изобретения RU 2370669 С1, МПК F03H 99/00 от 20.10.2009  и RU 2521423 С1, МПК F03H 99/00; G21D 5/00 от 27.06.2014. Основной недостаток этого способа заключается в том, что рабочее тело, разогретое в ядерном двигателе без доступа кислорода, при выходе из сопла не сжигается. Следовательно ,дополнительная энергия, которая могла бы выделиться при сжигании рабочего тела, вышедшего из сопла, не используется для создания дополнительного импульса.
Наиболее близким по технической сущности к изобретению является способ движения ракеты, описанный в патенте на изобретение ракеты RU 2000473 С1, МПК F03H 5/00 от 07.09.1993, содержащей корпус, бак с жидким рабочим телом, реактор, регулирующую и контролирующую аппаратуру, сопло и полезную нагрузку, отличающийся тем, что бак заполнен водой, а реактор выполнен в виде емкости с источником энергии на основе высокомодульных силикатов с кремне-бескислородными соединениями.
Основной недостаток этого изобретения, заключается в неэффективном использовании рабочего тела. Так как в качестве рабочего тела используется негорючая жидкость (вода), то при выходе из сопла рабочее тело (паровоздушная смесь) не способно воспламениться и создать дополнительный импульс ракете за счет энергии сгорания. Дополнительный импульс позволяет увеличить скорость ракеты и дальность полета при одинаковом запасе рабочего тела.
Задачей изобретения является получение технического результата, выражающегося в увеличении скорости и дальности полета ракеты.
Указанная задача в способе полета ракеты, заключающаяся в подаче распыленного рабочего тела через форсунки и нагреватель в теплообменную камеру без доступа кислорода под действием поршня и сил инерции, возникающих при старте при срабатывании порохового заряда и движении ракеты, решается тем, что основной импульс ракета получает от разогретого рабочего тела, выходящего из сопла, а дополнительный импульс за счет воспламенения и сгорания поступившего из сопла рабочего тела в обойме, установленной на стабилизаторах ракеты.
Проведенный научно-технический анализ предложения и уровня техники свидетельствует о том, что предлагаемое техническое решение для специалиста не следует явным образом из уровня техники, при этом признаки изложенной совокупности взаимосвязаны, находятся в причинно-следственной связи с ожидаемым результатом и являются необходимыми и достаточными для его получения.
Изобретение поясняется чертежом, где на фиг. 1 изображена ракета в разрезе, содержащая корпус 1, емкость с горючим рабочим телом 2, например, бензином. Под действием сил инерции и поршня 3, при срабатывании стартового порохового заряда 4, распыленное рабочее тело 2 (показано стрелками) поступает через форсунки 5 и нагреватель 6 в теплообменную камеру 7. Нагреватель 6 разогревает рабочее тело 2 без доступа кислорода до рабочей температуры (2000°С), превращая его в раскаленный газ. В качестве нагревателя может служить порошковая смесь, например, Та+С с температурой реакции 3070 К, или смесь Ti+С с температурой реакции 3000 К, или Ti+2В с температурой реакции 3190 К и т.д.
Газ, выходя из сопла 8 (показано стрелками), создает реактивную струю 9, которая в свою очередь создает реактивную тягу ракеты. Реактивная струя 9 воспламеняется, попадая в обойму 10, размещенную на стабилизаторах 11, при взаимодействии с воздушным потоком 12 (показано стрелками), который создается между стабилизаторами 11 внутри обоймы 10 движением ракеты и тягой реактивной струи. Раскаленный газ реактивной струи 9 сгорает в обойме 10 и придает дополнительный импульс ракете и дополнительное ускорение. За счет этого увеличивается скорость и дальность полета ракеты.
Таким образом, изобретение позволяет получить технический результат, выражающийся в увеличении скорости и дальности полета ракеты.