атмосферная жидкостная ракета (варианты)

Формула изобретения

1. Атмосферная жидкостная ракета, содержащая баки и жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), отличающаяся тем, что имеет крыльчатки, установленные с возможностью вращения под действием набегающего потока воздуха и кинематически соединенные с топливными насосами.

2. Ракета по п.1, в которой две крыльчатки расположены в задней части ракеты вращаются в противоположных направлениях относительно продольной оси ракеты, выполняют функцию стабилизаторов и соединены с шестеренчатыми насосами посредством зубчатой передачи, причем последняя является общей для двух крыльчаток и обеспечивает равенство их скоростей вращения.

3. Ракета по п.1, в которой насосы горючего и окислителя шестеренчатого типа и расположены на одном валу.

4. Ракета по п.1, в которой имеются трехходовые краны, соединяющие входы насосов с их выходами или с баками.

5. Ракета по п.1, в которой лопасти крыльчатки имеют крутку.

6. Ракета по п.1, в которой насосы имеют линию рециркуляции, в которой в направлении входа насоса установлен обратный клапан, рассчитанный на рабочее давление перед форсунками двигателя, а на входе в двигатель расположен общий для нескольких насосов синхронизатор расхода в виде двух объемных машин, связанных общей кинематикой, или несколько таких синхронизаторов.

7. Ракета по п.6, в которой синхронизатор выполнен в виде двух шестеренчатых насосов разной производительности, вращающихся вхолостую и расположенных на одном валу.

8. Ракета по п.1, в которой насосы имеют линию рециркуляции, в которой установлен клапан, управляемый автоматическим регулятором по сигналу датчика тяги, или датчика давления в камере сгорания, или датчика давления в трубопроводе перед форсунками, а также по сигналу задатчика, причем на входе в двигатель установлен общий для нескольких насосов синхронизатор расхода в виде двух объемных машин разной производительности, связанных общей кинематикой, или несколько таких синхронизаторов.

9. Атмосферная жидкостная ракета, содержащая баки и ЖРД, отличающаяся тем, что имеет крыльчатки, установленные на краю сопла ЖРД с возможностью вращения под действием истекающих из сопла газов и под действием набегающего потока воздуха.

10. Ракета по п.9, в которой четное число крыльчаток, половина из которых вращается в одном направлении, половина - в другом.

11. Ракета по п.9, в которой шестеренчатые насосы горючего и окислителя расположены на одном валу.

12. Ракета по п.9, в которой в камере сгорания ЖРД имеется заряд твердого ракетного топлива, имеющий канал/каналы для прохода газов от сгорания жидкого ракетного топлива.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетам на жидком топливе, преимущественно к военным ракетам всех классов, включая «воздух - воздух».

Известно, что жидкостные ракеты предпочтительнее твердотопливных, так как имеют примерно в 1,4 раза больший удельный импульс. Но определенной трудностью при их использовании является подача компонентов топлива в камеру сгорания. Известны два основных способа подачи компонентов топлива в жидкостный ракетный двигатель (далее ЖРД): турбонасосными агрегатами и вытеснением из баков избыточным давлением газов (см. а.с. 1804590).

Турбонасосный агрегат - сравнительно дорогая конструкция, что и ограничивает использование ракет на жидком топливе.

Задача изобретения - снижение стоимости ракет.

ВАРИАНТ 1. Суть изобретения в том, что ракета, содержащая ЖРД и баки, имеет крыльчатки, установленные с возможностью вращения под действием набегающего потока воздуха и кинематически соединенные с топливными насосами.

Крыльчатки могут быть установлены по-разному: продольно сбоку, поперечно (как гребное колесо на пароходах) и т.п. Их число также может быть разным. Наиболее рациональным является вариант, в котором две крыльчатки расположены в задней части ракеты, вращаются в противоположных направлениях относительно продольной оси ракеты, выполняют функцию стабилизаторов и соединены с шестеренчатыми насосами посредством зубчатой передачи, причем последняя является общей для двух крыльчаток и обеспечивает равенство их скоростей вращения (см. фиг.1). Насосов может быть два - для горючего и окислителя, но учитывая, что горючего обычно требуется больше, насосов может быть несколько, один - для горючего, а остальные - для окислителя. Размеры насосов, кроме толщины, могут быть унифицированы.

Насосы горючего и окислителя могут быть расположены на одном валу. Но поскольку они связаны общей кинематикой, это не обязательно. Шестеренчатые насосы могут быть как с внешним, так и с внутренним зацеплением. Скорость вращения шестеренчатых насосов не следует выбирать слишком большой - желательно не более 6000 об/мин.

Для пуска, а также для рециркуляции на холостом ходу имеются трехходовые краны, соединяющие входы насосов с их выходами (в нерабочем состоянии) или с баками (в рабочем состоянии).

При применении изобретения на авиационных ракетах, когда крыльчатки долгое время должны крутиться вхолостую, в насосы заливается немного масла (примерно 10% от объема рециркуляции). В насосы для окислителя смазку следует заливать силиконовую или другую негорючую.

Чтобы лопасти крыльчаток при вращении, особенно холостом, не создавали лишнего аэродинамического сопротивлении, они имеют крутку. То есть крыльчатка, как разновидность воздушного винта, имеет шаг.

Так как с ростом скорости подача топлива растет почти линейно (примерно как частное от скорости, деленной на шаг винта-крыльчатки), а аэродинамическое сопротивление ракеты растет примерно пропорционально квадрату скорости, то ракета с данным способом топливоподачи саморегулируется. То есть ракета разгоняется до тех пор, пока двигатель не выйдет на расчетный режим.

Но это для одной высоты полета. С ростом высоты плотность воздуха уменьшается, и скорость полета возрастает. Может возрасти и производительность насосов. Чтобы этого не произошло, площадь и шаг лопастей должны отвечать определенному условию. Расчет ведется методом последовательных приближений. Алгоритм расчета этой площади следующий.

1. Считаем известными: зависимость аэродинамического сопротивления ракеты от скорости и высоты (по результатам расчетов или продувок), характеристики ЖРД, рабочие обороты и рабочий крутящий момент всех насосов.

2. Задаемся установочным углом лопасти. Причем предпочтение отдается меньшим значениям. Этот угол разный для разных участков лопасти - на большем радиусе он больше. Но в данном случае с достаточной практической точностью можно вести расчет по среднему углу - углу на среднеарифметическом радиусе лопасти. Допустим, выбираем его равным 1.5 градуса. То есть задаемся шагом винта.

3. Задаемся высотой полета, допустим 1 км, и для этой высоты по графику аэродинамического сопротивления ракеты и по расчетной тяге двигателя определяем скорость полета, допустим 600 м/сек.

4. Задаемся углом атаки лопасти на этой высоте, допустим 0,2 градуса, и строим шаговый треугольник с углом у вершины 1,5-0,2=1,3 градуса. Определяем по среднеарифметическому радиусу основание треугольника как 2пR, и находим поступь винта как 2пR*Ctg 1,3. У пассивного воздушного винта поступь будет больше шага.

5. Как частное от скорости на поступь находим угловую скорость вращения крыльчатки об/сек.

6. Как частное от скорости вращения крыльчатки, допустим 10 об/сек, на скорость вращения насосов, допустим 100 об/сек, находим передаточное число редуктора 0,1.

7. Как частное от вращательного момента насосов «m» и передаточного числа редуктора находим крутящий момент крыльчаток M=m/0,1=10 m.

8. Как частное от момента крыльчаток и среднеарифметического радиуса R находим силу, с которой поток воздуха должен воздействовать на все лопасти F=M/R.

9. По характеристике профиля лопасти для данной скорости и высоты и для данного угла атаки находим площадь всех лопастей S, которая обеспечила бы требуемую силу F.

10. Теперь выбираем другую высоту, допустим 10 км, и для этой высоты определяем аналогично п.3 новую скорость полета ракеты, допустим 1200 м/сек.

11. Теперь выполняем действия по пунктам 4, 9 в обратной последовательности и в обратном направлении: по характеристике профиля лопасти при известных S и F находим угол атаки лопасти для новых скорости и высоты. Допустим 0,8 градуса.

12. Строим шаговый треугольник с углом при вершине 1,5-0,8=0,7 градуса и находим поступь винта как 2 R*Ctg0,7. Желаемый результат - увеличение поступи пропорционально увеличению скорости полета. В этом случае скорость вращения крыльчаток и, следовательно, скорость вращения насосов останется постоянной. Если получившаяся поступь больше желаемой, следует увеличить установочный угол и повторить расчет, и наоборот.

На легких ракетах, например на ракетах «воздух-воздух» ближнего боя, достаточно ограничиться подбором площади по вышеупомянутому алгоритму. Для более тяжелых ракет можно предпринять дополнительные меры для стабилизации работы двигателя. Например, возможен такой вариант: насосы имеют линию рециркуляции, в которой в направлении входа насоса установлен обратный клапан, рассчитанный на рабочее давление перед форсунками двигателя, а на входе в двигатель расположен общий для нескольких насосов синхронизатор расхода в виде двух объемных машин, связанных общей кинематикой, или несколько таких синхронизаторов. Синхронизатор нужен для того, чтобы не нарушилось стехиометрическое соотношение компонентов топлива, ведь характеристики обратных клапанов на линиях горючего и окислителя могут не совпадать, хотя их все же следует подбирать так, чтобы при одинаковом давлении они перепускали одинаковый процент жидкости (с учетом их разной вязкости). В качестве синхронизатора можно использовать те же самые шестеренчатые насосы, варьируя их толщину. Два насоса соединяются общим валом. Иногда бывает полезно управлять тягой. В этом случае следует применить следующий вариант: насосы имеют линию рециркуляции, в которой установлен клапан, управляемый автоматическим регулятором по сигналу датчика тяги, или датчика давления в камере сгорания, или датчика давления в трубопроводе перед форсунками, а также по сигналу задатчика, причем на входе в двигатель установлен общий для нескольких насосов синхронизатор расхода в виде двух объемных машин разной производительности, связанных общей кинематикой, или несколько таких синхронизаторов.

Следует отметить, что крыльчатки не являются «лишним» грузом и «лишним» аэродинамическим сопротивлением. Они очень хорошо выполняют роль стабилизаторов, причем не только лопастями, но и гироскопическим моментом. При вращении вхолостую они не оказывают лишнего аэродинамического сопротивления, а при вращении под нагрузкой отдают полученную энергию топливу.

На фиг.1 показана данная ракета, где 1 - бак, 2 - ЖРД, 3 - приваренная к баку труба с отверстиями. На трубе на подшипниках 4 вращаются две втулки 5 с лопастями 6, образующими две крыльчатки. Причем один край втулки выполнен в виде конической шестерни, которая взаимодействует с шестернями 7, расположенными на валах топливных насосов 8. Насосы и ЖРД могут крепиться к трубе 3, к торцу бака либо к тому и другому. Стрелками показана подача горючего и окислителя. Оптимальное количество лопастей - шесть.

По результатам испытаний, если ракета будет проявлять тенденцию к закручиванию, возможно, потребуется чуть увеличить площадь или установочный угол передней или задней крыльчатки.

Учитывая кратковременность работы, зубчатое зацепление работает без смазки, а подшипники могут быть расположены в углублении, образованном двумя ребордами на внутренней поверхности втулки 5, и заполнены консистентной смазкой, которая будет удерживаться в углублении центробежной силой.

Работает ракета так: при закрытых пусковых трехходовых кранах (не показаны) насосы работают вхолостую, гоняя по линии рециркуляции воздух и масло. При открытии кранов топливо давлением наддува подается в насосы, которые с увеличенным давлением подают его в форсунки камеры сгорания ЖРД. Работа ЖРД самостабилизируется по скорости и высоте при правильном подборе шага и площади лопастей крыльчаток.

ВАРИАНТ 2. Ракета имеет крыльчатки, установленные на краю сопла ЖРД с возможностью вращения под действием истекающих из сопла газов и под действием набегающего потока воздуха. Эта ракета еще лучше саморегулируется, так как скорость истечения газов из сопла ЖРД и, следовательно, производительность топливных насосов мало меняется при увеличении скорости полета.

Чтобы действие крыльчаток было симметричным и не закручивало ракету, ракета имеет четное число крыльчаток, половина из которых вращается в одном направлении, половина - в другом.

Желательно, чтобы шестеренчатые насосы горючего и окислителя были расположены парами, то есть на одном валу. Можно расположить их на разных крыльчатках (не менее четырех), но тогда становится обязательным применение синхронизатора.

В этом варианте крыльчатки также выполняют роль стабилизаторов (если их будет не менее четырех), но так как их площадь будет значительно меньше, чем в первом варианте, потребуются и традиционные неподвижные стабилизаторы.

Разумеется, как и в первом варианте, может иметься линия рециркуляции, на которой стоит предохранительный или управляемый клапан. Синхронизатор в этом случае также обязателен.

Применение ракет по варианту 1 требует предварительного разгона с помощью самолета или с помощью первой ступени. Важным достоинством второго варианта является то, что ракета может стартовать из неподвижного положения. Для этого в камере сгорания ЖРД имеется заряд твердого ракетного топлива, имеющий канал/каналы для прохода газов от сгорания жидкого ракетного топлива. То есть сначала зажигается шашка твердого ракетного топлива, время ее работы сможет быть совсем небольшим - 0,1-0,2 сек, после чего ЖРД начинает работать самостоятельно примерено на 90% своей тяги. Характеристика горения шашки должна быть регрессивной: вначале - максимальная или какое-то время равномерная, а затем - с постепенным уменьшением до нуля. Следует отметить, что лопасть крыльчатки находится в струе горячих газов лишь меньшую часть времени, а в остальное время обдувается потоком воздуха, поэтому перегрев ей не грозит.

На фиг.2 показан вариант 2 ракеты, где 1 - бак, 2 - ЖРД, 3 - приваренная к баку труба, 8 - пара насосов горючего и окислителя, 9 - крыльчатки, вращающиеся на валах 10, закрепленных на краю сопла на цанговых графитовых подшипниках 11.

Работает ракета по варианту 2 так: за счет разгона ракеты или за счет струи заряда твердого ракетного топлива крыльчатки 9 начинают вращаться, приводя в действие насосы 8, и двигатель начинает работать.

Оба варианта ракеты позволяют при наличии управляемого клапана или линии рециркуляции управлять тягой или многократно включать и выключать двигатель. Изобретение предназначено для замены твердотопливных двигателей в военных ракетах и значительно повысит их тактико-технические характеристики. Например, ракеты класса «Смерч» или «Ураган» при равном весе будут иметь дальность в 2.5-3 раза большую. Такое существенное повышение дальности объясняется тем, что, во-первых, при увеличении начальной скорости на 41% ракета теоретически способна улететь в 2 раза дальше, а во-вторых, траектория ее полета будет пролегать примерно в 1,5 раза выше, то есть в более разреженных слоях атмосферы, где аэродинамическое сопротивление резко падает. Но, возможно, что более оптимальным окажется следующий вариант: ракета стартует под углом около 50 градусов и расходует примерно 75% топлива. Выйдя из плотных слоев атмосферы, ракета под углом около 40 градусов реализует оставшуюся часть импульса. Похожего результата можно добиться, применив двигатель с меньшей тягой (то есть с большим временем работы).

Возможность многократного включения открывает новые возможности перед ракетами классов «земля-воздух» и «воздух-воздух». Они могут совершить разгон по баллистической навесной траектории и выключить двигатель. При изменении направления или скорости движения цели - совершить коррекцию. А при приближении к цели могут снова включить двигатель для повышения маневренности. Очень удобной становится стрельба вбок и назад.

Следует отметить, что работу на частичных режимах следует применять только в необходимых случаях, так как нерегулируемое сопло при этом работает с меньшим кпд. Рекомендуется в основном применять полет по баллистической траектории, так как при этом полет будет происходить в более разреженных слоях атмосферы.