Способ старта летательного аппарата с разгоном на начальном участке траектории полета

Способ старта летательного аппарата с разгоном на начальном участке траектории полета

Реферат

 

Изобретение относится к ракетно-космической и авиационной технике. Способ старта летательного аппарата с разгоном на начальном участке траектории полета заключается в использовании энергии свободных струй жидкости при воздействии их на корпус летательного аппарата. Достигается уменьшение энергетических затрат на разгон летательного аппарата и сокращение высоты пусковой установки. 3 з.п. ф-лы, 2 табл., 51 ил.

Предлагаемое изобретение относится к ракетно-космической и авиационной технике и может быть использовано для начального разгона до некоторой скорости ракет, самолетов и других типов летательных аппаратов (ЛА), преимущественно одноступенчатых и двухступенчатых многоразовых ракет-носителей (РН).

Известны способы и пусковые устройства, предназначенные для разгона ЛА в начале его движения. Это, прежде всего, 1) "наземная ракета" К.Э. Циолковского^*) (*⁾ К.Э. Циолковский. Труды по космонавтике. М.: Машиностроение, 1967 г., стр.193-202), и затем - 2) электромагнитные ускорители массы ^**) (**⁾ Ракетная и космическая техника (РКТ) 33, 1980 г., стр.13 (ГОНТИ-1)).

Недостатком "наземной ракеты" К.Э. Циолковского являются большие боковые перегрузки, действующие на ракету-носитель и наземные направляющие пути (рельсы) при переходе от горизонтального участка движения к вертикальному. Например, при скорости ракеты, равной 130 м/сек, и радиусе переходного участка, равном 100 м, боковая перегрузка достигает 17,5 единиц.

Электромагнитные ускорители массы представляют собой каналы большой длины (порядка 1 км), конструкция которых воспринимает значительные усилия, равные произведению массы ускоряемого объекта и ускорения его движения, что является их недостатком.

Недостатками шахтных пусковых установок являются значительные газодинамические и тепловые воздействия продуктов сгорания на стартующую ракету и пусковую установку, а также значительные начальные перегрузки (не приемлемые для ряда ЛА), как следствие, ограниченная длина разгона (длина шахты). Скорость выброса баллистической ракеты М-Х (США) из шахты составляет лишь 50 м/сек. ["Ракетная и космическая техника", 23, 1982, стр.3].

Ускорение объекта в электромагнитном рельсовом метателе по уровню перегрузок сравнимо с выстрелом из пушки, требует огромной мощности и поэтому применимо лишь для объектов малой массы (несколько кг или несколько сотен кг).

Недостатком обычного способа старта ракет-носителей (без дополнительного начального разгона) является необходимость создания в стартовом сооружении газоходов для высокоскоростного и высокотемпературного потока газов ракеты-носителя.

Эти недостатки отсутствуют в изобретении "Способ ускорения объектов". В соответствии с этим способом, начальное ускорение ракеты производится с помощью пучков быстродвижущихся протонов. Пучки протонов воздействуют на магнитное поле отражателя, закрепленного на корпусе ракеты. Второй отражатель протонов установлен на земле, что позволяет многократно одним и тем же протонам воздействовать на отражатель ракеты. Отражатели представляют собой мощные сверхпроводящие магнитные системы. Устройства (рельсы), направляющие движение ракеты, избавлены от действия разгоняющих ракету сил.

Однако этот способ имеет ряд существенных недостатков:

1. Невысокая скорость разгона летательного аппарата вследствие ограниченной длины L_к вакуумных камер - примерно 60 м/сек.

2. Коэффициент полезного действия ₂ преобразования энергии протонов в механическую энергию движения ракеты ограничен длиной вакуумных камер. Коэффициент _уск полезного действия ускорителя протонов невысок:

_уск0,2.

3. Необходимость строительства пусковой установки большой высоты более 150 м.

4. Радиационная опасность запуска вследствие использования пучка протонов с большой энергией.

Неизбежно рассеивание части протонов, и, как следствие, поражение ими самой ракеты, а также объектов окружающей среды (Протоны обладают огромной проникающей способностью) ^*) (*⁾ Л.Л. Гольдин. Физика ускорителей. М., 1983, стр.100-101).

5. Необходимость сложной регулировки напряженности магнитного поля отражателей по мере уменьшения скорости протонов при разгоне ракеты. В противном случае протоны будут повернуты в отражателе на угол более 180° и попадут на ракету и объекты окружающей среды.

6. Новые порции протонов, которые могли бы осуществлять "подпитку" пучка протонов в процессе разгона ракеты, должны иметь такую же скорость, как уже замедлившие свой бег первоначальные протоны. Равенство скоростей необходимо для поворота всех протонов на одинаковый угол (180°) в магнитных отражателях. Соблюдение этого равенства скоростей протонов представляет собой очень сложную техническую задачу регулирования, включающую в контур управления ускоритель протонов. Кроме того, коэффициент полезного действия этих новых порций протонов резко падает, так как они "работают" на меньшей дистанции разгона. Поэтому осуществимость разгона ракеты с постоянным ускорением проблематична (что ведет к увеличению дистанции разгона).

7. Необходимость значительного удаления ракеты от наземного источника протонов перед стартом для образования пространства между отражателями, в котором циркулирует пучок протонов (пространство накопительного кольца).

8. Обязательное присутствие элементов конструкции - направляющих движение ракеты для обеспечения устойчивости движения и для замедления и возвращения магнитного отражателя, отделившегося от ракеты после ее разгона. Допустить возвращение магнитного отражателя на парашюте опасно, поскольку сверхпроводниковые магниты отражателей представляют собой аккумуляторы огромного количества электрической энергии и имеют высокую стоимость. Неудачное "приземление" такого отражателя приведет к его взрыву. Движение ракеты по направляющим с высокой скоростью в условиях действия возмущений представляет собой сложную проблему.

9. Необходимость специальных узлов удержания ракеты перед стартом в процессе введения пучков протонов из ускорителя в пространство между отражателями.

10. Сложность фокусировки пучка протонов в любом накопительном кольце^*) (*⁾ Гольдин Л.Л. Физика ускорителей. М., 1983, стр.59-97) (между отражателями).

Целью предлагаемого изобретения является создание способа начального ускорения ЛА, лишенного вышеперечисленных недостатков прототипа, а именно, способа, позволяющего:

1) увеличить скорость начального разгона ЛА;

2) сократить энергетические затраты на разгон ЛА до заданной скорости;

3) исключить радиационную опасность запуска и заражение окружающей среды;

4) сократить высоту пусковой установки, реализующей способ;

5) плавно осуществлять нарастание мощности разгоняющего устройства для поддержания постоянного ускорения разгона (постоянной разгонной перегрузки);

6) обходиться без направляющих движение конструкций.

Эта цель достигается тем, что в качестве носителя передаваемого на борт ЛА импульса силы (количества движения) предлагается использовать свободные струи жидкости (преимущественно воды), имеющие скорость 100÷1000 м/сек. Скорость жидкости можно увеличивать по мере увеличения скорости ЛА для обеспечения постоянной разгонной перегрузки. На свободных струях жидкости осуществляют движение ЛА путем взаимодействия этих струй и отражающих поверхностей (экрана) летательного аппарата или устройств. Струи могут быть направлены вертикально вверх или под углом к вертикали. Устройство для реализации способа содержит смонтированные на пусковом столе насадки, подключенные к источнику высокого давления жидкости или к источнику высокой скорости жидкости, и закрепленный на ЛА сбрасываемый экран, реализующий тяговое воздействие струй на летательный аппарат. Отражающий струи экран изготовлен в виде нескольких по числу струй секций. Каждая секция имеет вогнутую, омываемую жидкостью поверхность двойной кривизны (например, сегмент сферы), что обеспечивает устойчивость (стабилизацию) движения ЛА. Секции отражающего экрана могут располагаться на одном или на разных уровнях по длине ЛА. В другом варианте вместо отражающего экрана на корпусе ЛА монтируются конические водоприемники, в которые направляют струи, и система каналов-трубопроводов, из которых истекает жидкость как реактивные струи.

В отдельных случаях для уменьшения расхода жидкости (воды) эффективность силового воздействия струй на ЛА может быть повышена, если часть жидкости на борту ЛА поступает в устройства, имеющие бортовой источник энергии (например, топливо), и приобретает в них дополнительную скорость, после чего эта жидкость выбрасывается как реактивные струи. На корпусе ЛА смонтированы приемники стекающей с экрана части жидкости и трубопроводы, направляющие эту жидкость в закритическую часть сопел ракетных двигателей, что приводит к увеличению силы тяги двигателей. В другом варианте на секциях экрана установлены небольшие импульсно работающие ЖРД (жидкостные ракетные двигатели), с помощью которых дополнительно ускоряют в специальных каналах стекающую с экрана жидкость.

Часть жидкости можно отбирать на борт ЛА и использовать как рабочее тело органов системы стабилизации бокового движения центра масс ЛА и движения вокруг центра масс ЛА. Приемники стекающей с экрана жидкости связаны трубопроводами с распределительными устройствами и соплами для истечения жидкости за борт летательного аппарата. Или под секциями экрана установлены поворотные управляемые пластины для отклонения потоков жидкости в требуемую сторону.

На рис.1 изображен первый вариант устройства, реализующего способ начального ускорения ЛА.

На рис.2 изображен второй вариант устройства, реализующего способ начального ускорения ЛА.

На рис.3 изображены основные отличительные элементы третьего варианта устройства, реализующего способ начального ускорения ЛА: конические приемники жидкости и система каналов-трубопроводов.

На рис.4 изображен вариант установки секций отражающего экрана на разных уровнях вдоль корпуса ракеты.

На рис.5 изображено устройство, обеспечивающее запуск ракеты в полет под углом к вертикали.

На рис.6 изображено устройство 1 источника высокого давления жидкости, в частности, позволяющего реализовать способ разгона ЛА с постоянным ускорением.

На рис.7 изображено устройство 2 источника высокого давления жидкости, в частности, позволяющего реализовать способ разгона ЛА с постоянным ускорением.

На рис.8 изображено устройство 3 источника высокой скорости жидкости.

На рис.9 изображен вариант 1 конструкции отражающего экрана.

На рис.10 изображен вариант 2 конструкции отражающего экрана и схема, поясняющая статическую устойчивость движения ЛА по углу крена.

На рис.11 изображены вспомогательные устройства, направляющие поток жидкости в стороны от стартовой позиции.

На рис.12 изображено устройство 1, реализующее способ начального ускорения ЛА с дополнительным ускорением части массы жидкости на борту ЛА.

На рис.13 изображено устройство 2, реализующее способ начального ускорения ЛА с дополнительным ускорением части массы жидкости на борту ЛА.

На рис.14 изображен вариант 1 устройства, реализующего способ управления движением ЛА (стабилизации).

На рис.15 изображен вариант 2 устройства, реализующего способ управления движением ЛА (стабилизации).

На рис.16 - график ускорения движения ЛА (ракеты) при разгоне с помощью струй жидкости.

Рис.17 - график силы воздействия струй жидкости на экран (корпус) ракеты.

Рис.18 - график скорости полета ракеты.

Рис.19 - график высоты полета ракеты.

Рис.20 - график потребной скорости струй жидкости на выходе из насадков у поверхности земли.

Рис.21 - график потребного давления Р_нас насоса и график скоростного напора Р_вых жидкости на выходе из насадков.

Рис.22 - график потребного секундного расхода топлива в газогенераторах.

Рис.23 - график суммарной полезной мощности насосов.

Рис.24 - график скорости жидкости относительно корпуса ракеты.

Рис.25 - график максимального давления струи жидкости на поверхность секции отражающего экрана.

Рис.26 - график секундного расхода жидкости всех струй.

Рис.27 - иллюстрирует угол поворота струи жидкости при ее воздействии на движущуюся криволинейную поверхность.

На рис.28 показано распределение сил давления жидкости в сечении поверхности одной секции отражающего экрана.

На рис.29 представлен чертеж экспериментальной модели 1 ракеты и модели пусковой установки и их взаимодействие в момент старта.

На рис.30 представлен чертеж экспериментальной модели 2 ракеты и ее положение относительно струй в полете.

Способ начального ускорения ЛА на свободных струях жидкости может быть реализован посредством различных устройств. Рассмотрим варианты таких устройств.

В пусковом столе 1 (рис.1) смонтированы насадки 2, оси которых параллельны и направлены вертикально вверх. Насадки соединены посредством трубопроводов 3 с источником 4 высокого давления (или высокой скорости) жидкости (например, воды). На корпусе ЛА (ракеты 5) укреплен отражающий экран, выполненный в виде нескольких секций 6, имеющих вогнутую поверхность двойной кривизны (например, сегменты сферы). Секции 6 экрана установлены под одинаковыми углами к продольной оси ракеты (например, оси симметрии секций 6 параллельны оси корпуса ракеты 5) и расположены на одном уровне корпуса ракеты 5, преимущественно выше его центра масс 7.

Перед запуском (рис.1а) ракету 5 устанавливают на пусковой стол 1 между насадками 2 так, чтобы секции 6 экрана оказались над насадками 2. По команде на запуск приводится в действие источник 4 высокого давления жидкости (воды). Вода по трубопроводам 3 поступает в насадки 2 и истекает из них с высокой скоростью в виде струй 8. Струи 8 попадают на секции 6 экрана, скользят по его вогнутым (сферическим) поверхностям и стекают с экрана в виде потоков 9, оказывая тем самым силовое воздействие на экран (создавая тяговое усилие). Под действием тягового усилия ракета 5 отрывается от пускового стола 1 и совершает полет с ускорением и возрастающей скоростью (рис.1б) на свободных струях 8 жидкости. При приближении скорости ракеты к заданному значению прекращают работу источника 4 высокого давления жидкости (воды). После этого момента вода, уже покинувшая насадки, производит доразгон ракеты до заданного значения скорости. Одновременно запускают основные маршевые двигатели ракеты.

Во втором варианте (рис.2) на наземной плите 1 смонтированы насадки 2, оси которых параллельны и направлены под углом к вертикали. Насадки смонтированы в комплексе с источником 3 высокого давления (или высокой скорости) жидкости (например воды). На корпусе ЛА (самолета 4) шарнирно укреплены секции 5 отражающего экрана. Секции 5 установлены под различными углами ₁, ₂, ₃ к продольной оси самолета 4, что в дальнейшем (см. ниже) обеспечивает направленность равнодействующей силы R вдоль оси корпуса самолета, параллельной струям. Секции 5 расположены на разных уровнях по длине корпуса самолета, что при разгоне обеспечивает распределение нагрузки вдоль корпуса самолета, а также обеспечивает продольную балансировку самолета.

Перед запуском самолет устанавливают вблизи насадков 2 так, чтобы отражающие секции 5 (секции экрана) оказались над насадками 2. По команде на запуск приводят в действие источник 3 высокого давления жидкости (воды). Вода поступает в насадки 2 и истекает из них с высокой скоростью в виде струй 6. Струи попадают на отражающие секции 5 и стекают с них в виде потоков 7, оказывая тем самым силовое тяговое воздействие R_ж на самолет. Под действием этой силы R_ж самолет отрывается от земли и совершает полет с ускорением на свободных струях жидкости. Кроме силы R_ж на самолет действуют сила тяжести G и аэродинамическая сила, X. Равнодействующая R этих сил направлена параллельно струям. В случае, если скорость истечения жидкости из насадков 2 постоянна, то сила R_ж убывает с ростом скорости самолета, так как убывает скорость жидкости относительно корпуса (экрана) самолета. В этом случае направление силы R отклоняется вниз (к земле) от направления струй. Для компенсации этого эффекта плавно увеличивают подъемную силу крыльев самолета, или (для бескрылого ЛА) уменьшают угол ₂ установки "хвостовой" отражающей секции 5, что приводит к увеличению угла между продольной осью ЛА и направлением струй. Аналогично компенсируют уменьшение угла между силами R_ж и G, возникающее вследствие искривления траекторий струй гравитационным полем Земли.

Одним из вариантов (рис.3) устройства, реализующего способ начального ускорения ЛА, является устройство, с установленными на борту ЛА 1 (вместо отражающего экрана) коническими приемниками 2 и системой каналов-трубопроводов 3. Струи 4 направляют в конические приемники 2. Вода проходит по каналам-трубопроводам 3 и истекает как реактивные струи 5.

При пусках ракет тяговое усилие жидкости (воды) можно распределить вдоль корпуса (рис.4). Две отражающие секции 1 смонтированы в верхней или в средней части корпуса ракеты 2, преимущественно выше ее центра масс 3. Две другие отражающие секции 4 смонтированы в нижней части корпуса ракеты. Линия ab, соединяющая две верхние секции 1, перпендикулярна линии cd, соединяющей две нижние секции.

При пуске ракеты 2 две струи 5 воздействуют на верхние отражающие секции 1, а две другие струи 6 воздействуют на нижние отражающие секции 4.

Аналогично, на разной высоте по длине ракеты могут быть укреплены конические приемники струй, описанные выше.

Пуск ракеты-носителя может быть осуществлен под углом к вертикали (рис.5) при вертикальном начальном положении ракеты-носителя. Такой пуск может потребоваться для облегчения выполнения традиционной программы разворота ракеты-носителя (РН) по углу тангажа или для аварийного ее увода от пускового стола. На пусковом столе 1 смонтированы насадки 2. Оси насадков параллельны и наклонены к вертикали под углом =4÷8°. Насадки 2 посредством трубопроводов 3 связаны с источником 4 высокого давления (или высокой скорости) жидкости. На корпусе РН 5 смонтированы секции 6 отражающего экрана, так что их оси симметрии параллельны друг другу и наклонены в одну сторону на угол к продольной оси 8 РН. Геометрический центр 7 экрана смещен относительно оси 8 симметрии РН на расстояние l. Угол и расстояние l подобраны так, чтобы в полете равнодействующая сила R (рис.5б) была направлена по продольной оси 8 РН параллельно струям. Сила R является равнодействующей двух сил: силы R_ж воздействия струй жидкости и силы G тяжести. Приблизительное значение угла определяется равенством боковых, действующих на РН сил

R_ж·sin=G·sin,

и составляет для отношения R_ж /G=4 величину 1÷2°.

Приблизительное значение смещения l определяется выражением

l=l·sin,

где l - расстояние между экраном и центром масс 9 РН (рис.5а). При l=2 м получаем l7 см.

Перед запуском (рис.5а) РН устанавливают вертикально на пусковой стол так, чтобы геометрические оси насадков были направлены на соответствующие секции 6 отражающего экрана. По команде на запуск приводят в действие источник 4 высокого давления жидкости (воды). Вода по трубопроводам 3 поступает в насадки 2 и истекает с высокой скоростью в виде струй 10. Струи попадают на отражающие секции 6, скользят по его криволинейным поверхностям и стекают с них в виде потоков 11. РН отрывается от пускового стола 1 и начинает полет с ускорением (рис.5б). Сила R_ж воздействия жидкости на экран приложена, в геометрическом центре 7 экрана (рис.5а). Если (в момент старта или в полете) продольная ось 8 РН не параллельна струям, то направление действия силы R_ж не проходит через центр масс 9 и вызывает разворот РН (вокруг центра масс) в сторону совпадения ее продольной оси 8 и направления струй (рис.5б). Сила R _ж и аэродинамическое демпфирование стабилизируют продольную ось 8 РН вдоль направления струй.

Возможны различные устройства источников высокого давления жидкости (рис.6, рис.7) или высокой скорости жидкости (рис.8).

Устройство 1 (рис.6) содержит баки 1 жидкого горючего, баки 2 жидкого окислителя, трубопроводы горючего 3, трубопроводы окислителя 4, газогенераторы 5, газовые турбины 6, газоходы 7, центробежные насосы 8, смонтированные на одном валу 9 с турбинами 6. Входные патрубки насосов соединены трубопроводами 10 с баком 11 жидкости (воды).

Выходные патрубки 12 насосов подключены к трубопроводам 13 устройства для реализации способа начального ускорения ЛА. После команды на пуск жидкое горючее из баков 1 и жидкий окислитель из баков 2 подают по трубопроводам 3, 4 в газогенераторы 5, где происходит процесс горения. Образовавшиеся при сгорании газы приводят во вращение газовые турбины 6. Отработавшие на турбинах газы покидают установку через газоходы 7. Вращение турбин 6 передается насосам 8, в которые по трубопроводам 10 поступает вода из бака 11. Центробежные насосы 8 обеспечивают высокое давление воды порядка 100÷500 кг/см². Вода под высоким давлением из выходных патрубков 12 поступает в трубопроводы 13 устройства для реализации способа начального ускорения ЛА. В другом варианте привод насосов может осуществляться авиационными газотурбинными двигателями.

Устройство 2 (рис.7) содержит наклонно расположенный бак 1, заполненный водой 2. С одной стороны бак 1 имеет патрубок 3, соединенный с трубопроводом 4 устройства начального ускорения ЛА. С другой стороны бак 1 имеет патрубок 5, соединенный с пороховым аккумулятором давления (ПАД) 6. По команде на пуск включают ПАД 6. Пороховые газы поступают в бак 1. В баке 1 газы 7 оказывают сильное давление на поверхность воды 2, частично испаряя воду. Под давлением вода истекает из бака 1 через патрубок 3 в трубопровод 4 устройства для реализации способа начального ускорения ЛА.

Устройство 3 (рис.8) содержит бак 1, установленный на высоте порядка 2000 метров на горе 2. По поверхности горы 2 проложены два трубопровода. Первый трубопровод 3 соединяет бак с насосами 4. Входной патрубок 5 насосов 4 соединен трубопроводом 6 с бассейном 7 воды 8. Вал насосов 4 соединен с валом электродвигателя 9. В баке 1 на входе во второй трубопровод 10 смонтирована разрушаемая мембрана 11. Трубопровод 10 соединяет бак 1 и трубопровод 12 устройства для реализации способа начального ускорения ЛА. Трубопровод 10 имеет переменный диаметр, убывающий к подножию горы, и, в частности, это может быть открытый канал. В период подготовки РН к запуску производят накачку воды в бак 1 из бассейна 7. Для этого на длительное время включают в работу электродвигатель 9, приводящий в действие насосы 4. Насосы 4 через трубопровод 6 засасывают воду 8 из бассейна 7 и подают ее по трубопроводу 3 в бак 1. По команде на пуск РН разрушают мембрану 11. Вода из бака 1 поступает в трубопровод 10 и под действием гравитационных сил приобретает в нем значительную скорость, порядка 150 м/сек. Из трубопровода 10 вода с высокой скоростью поступает в трубопровод 12 устройства для реализации способа начального ускорения ЛА. Описанное устройство 3 представляет собой источник высокой скорости жидкости. Трубопровод 10 является трубопроводом невысокого давления: в нем движется вода с высокой скоростью под действием гравитационных сил.

Конструкция отражающего экрана может быть выполнена в различных вариантах (рис.9, рис.10а), которые, однако, содержат ряд одинаковых по назначению элементов. Основные элементы - отражающие секции 1, 2 экрана, имеющие вогнутые поверхности двойной кривизны, например, сегменты сферы радиуса R. Кроме того, конструкция содержит силовые элементы 3, 4 и узлы крепления 5, 6 к корпусу ракеты 7. Узлы крепления 5, 6 позволяют производить сброс секций 1, 2 и силовых элементов 3, 4. Точки 8, 9 соприкосновения струй 10, 11 и вогнутых поверхностей секций 1, 2 расположены между осями 12, 13 симметрии секций и боковой поверхностью корпуса РН 7. При воздействии струй 10, 11 на секции-сегменты 1, 2 силовые элементы 3, 4 передают тяговое воздействие струй от сегментов 1, 2 на узлы крепления 5, 6. Жидкость (вода) стекает с поверхности секций в виде потоков 14, 15, 16, 17.

Такая конструкция экрана обеспечивает устойчивое движение ЛА (например, РН) на струях жидкости, и, в частности, обеспечивает статическую устойчивость движения ЛА по углу крена (рис.10). Каждый сегмент 1, 2 немного меньше полусферы, что обеспечивает сток жидкости 14, 15 с экрана под некоторым углом к продольной оси ЛА (рис.10а). Сток жидкости с экрана происходит в некоторых секторах 18, 19 (рис.10б).

При отсутствии угла крена (рис.10б) точки 8, 9 встречи струй 10, 11 и секций 1, 2 экрана находятся в плоскостях симметрии секций. Эти плоскости на рис.10б представлены линиями ab и cd. При таком обтекании поверхностей секций возникают боковые силы z₁, z₂ воздействия жидкости на экран, которые уравновешивают друг друга. Силы z₁, z₂ направлены к продольной оси ЛА, так как потоки 16, 17 (рис.10а) существенно слабее основных потоков 14, 15, стекающих с экрана (рис.10а, 10б). Векторы сил z₁ и z₂ на вице в плане проходят через центры (оси) 12, 13 сферических поверхностей 1, 2.

При случайном возникновении угла d>0 крена (рис.10в) точки 8, 9 встречи струй 10, 11 и секций 1, 2 оказываются смещенными в сторону от плоскостей симметрии ab и cd. Векторы боковых сил z₁ и z₂ по-прежнему на виде в плане проходят через центры (си) 12, 13 сферических поверхностей, но в данном случае образуют пару сил, вызывающую восстанавливающий момент dM<0, уменьшающий угол d крена. Отношение (производная) dM/d оказывается отрицательным, что говорит о статической устойчивости движения ЛА по углу крена.

Потоки жидкости (воды) 16, 17 (рис.9, рис.10а), стекающие с секций 1, 2 в сторону боковой поверхности корпуса ЛА, движутся вдоль его корпуса. Секундный расход жидкости в потоках 16, 17 на два порядка меньше общего расхода жидкости в струях. Однако, несмотря на малую величину, потоки 16, 17 могут оказать нежелательное воздействие на пусковой стол и другие элементы стартовой позиции. С целью устранения такого воздействия можно укреплять под каждой секцией 1, 2 отражающего экрана, укрепленного на корпусе ЛА 3 (рис.11), специальные устройства 4, 5.

Такое устройство, например, 5, представляет собой канал специальной формы. Верхняя часть 6 стенки 7 канала, обращенная к корпусу ЛА 3, соединена встык с кромкой 8 секции 2 экрана. Верхняя часть 6 каждого канала (рис.11, сечение В-В) является приемником стекающей с секций 1, 2 жидкости 9, 10. В средней части 11 канал суживается и затем переходит в два канала 12, 13, направленных под углом =5÷20° к продольной оси 14 корпуса ЛА.

При воздействии струй 15, 16 на секции 1, 2 основная масса жидкости стекает в виде потоков 17, 18. Часть жидкости, стекающая в виде потоков 9, 10, поступает в устройства 4, 5. Потоки проходят приемную часть 6, среднюю часть 11, каналы 12, 13 и истекают во внешнюю среду в виде потоков 19, 20 под углом =5÷20° к продольной оси 14 ЛА 3. Достигая земной поверхности, эти потоки не попадают на пусковой стол, расположенный на продолжении продольной оси 14 ЛА.

В процессе разгона ракеты на струях жидкости основная двигательная установка может быть прикрыта легким хвостовым обтекателем во избежание попадания отдельных капель жидкости на основную двигательную установку.

С целью сокращения дистанции разгона можно поддерживать постоянное ускорение разгона (постоянную продольную перегрузку). С этой целью, по мере увеличения скорости ЛА, плавно увеличивают скорость жидкости в струях, например, на 40÷60 м/сек за секунду. Однако это увеличение скорости жидкости требует нарастания мощности источника струй и не может происходить беспредельно. После достижения заданного верхнего предела мощности целесообразно продолжить разгон ЛА с убывающим ускорением разгона, используя источник струй в этом режиме максимальной (предельной) мощности. При этом скорость струй на выходе из насадков остается постоянной, а тяговое воздействие струй на ЛА плавно убывает (по мере увеличения скорости ЛА). Рассмотренные выше источники высокого давления жидкости (рис.6, рис.7) вместе с устройствами начального ускорения (рис.1, 2, 3, 4, 5) позволяют реализовать этот способ.

Вариант 1 (рис.6) содержит устройство начального ускорения (рис.1) и устройство 1 (рис.6) источника высокого давления жидкости. (Оба устройства описаны выше). Особенности устройства по варианту 1 состоят в следующем. Выходные диаметры насадков 14 и параметры насосов 8 подобраны так, чтобы при секундном расходе топлива в газогенераторах 5, значительно меньшем (например, в 4 раза) предельного заданного значения секундного расхода (и значит, при меньшей угловой скорости вращения насосов 8), обеспечивалось заданное начальное тяговое воздействие струй на отражающий экран 15, в несколько раз превышающее стартовый вес ракеты (соответственно допустимой продольной перегрузке или заданному ускорению разгона).

После команды на запуск жидкое горючее из баков 1 и жидкий окислитель из баков 2 подают по трубопроводам 3, 4 в газогенераторы 5, где происходит процесс горения. Образовавшиеся газы приводят во вращение газовые турбины 6. Секундный расход подаваемого топлива (горючего и окислителя) значительно меньше (например, в 4 раза) предельного заданного значения секундного расхода. Отработавшие газы покидают установку через газоходы 7. Вращение турбин 6 передается насосам 8, в которые по трубопроводу 10 поступает вода из бака 11. Насосы 8 обеспечивают давление воды порядка 100÷200 кг/см², значение которого значительно меньше предельного для насосов давления. Вода по трубопроводам 13 поступает к насадкам 14 и истекает из них в виде струй 16. Струи 16 воздействуют на секции отражающего экрана 15 (сбрасываемого, расположенного, как правило, выше центра масс 17 ракеты 19), и стекают с него в виде потоков 18. Под воздействием струй ракета 19 отрывается от пускового стола 20 и начинает полет с ускорением на свободных струях жидкости (воды). Секундный расход топлива, подаваемого в газогенераторы 5, непрерывно плавно увеличивают. При этом увеличивается скорость вращения турбин 6 и насосов 8 и увеличивается скорость истечения жидкости из насадков 14, так, что ускорение разгона ракеты остается постоянным. Секундный расход топлива доводят до предельного заданного значения и далее оставляют постоянным до окончания разгона ракеты.

Вариант 2 (рис.7) содержит устройство начального ускорения (рис.1) и устройство 2 источника высокого давления жидкости (рис.7). (Оба устройства описаны выше). Особенность этого варианта 2 устройства, реализующего способ, состоит в том, что пороховой аккумулятор давления (ПАД) 6 имеет форму заряда, обеспечивающую значительное увеличение первоначального секундного расхода газов по определенной программе. Эта программа заранее подбирается в соответствии с расчетным потребным увеличением скорости струй на выходе из насадков для обеспечения разгона ЛА с постоянным ускорением. Работа устройства остается прежней (рис.7).

По команде на запуск включают ПАД 6. Пороховые газы поступают в бак 1. В баке 1 газы 7 оказывают сильное давление на поверхность воды 2, частично испаряя воду. Под давлением вода истекает из бака 1 и через патрубок 3 и трубопроводы 4 поступает в насадки 8 и истекает из них в виде струй 9. Струи 9 оказывают тяговое воздействие на отражающий экран 10, вследствие чего ракета 11 отрывается от пускового стола 12 и начинает полет с ускорением на свободных струях жидкости (воды). Сгорание топлива (пороха) увеличивает поверхность горения по расчетной программе, и количество газов 7, поступающих за секунду из ПАД 6 в бак 1, увеличивается, увеличивая давление жидкости в баке. Скорость истечения воды из насадков возрастает по расчетной программе и ускорение движения ракеты 11 остается постоянным. После достижения предельного заданного значения секундного расхода газов 7 через патрубок 5 давление газов в баке 2 остается примерно постоянным. Скорость истечения воды из насадков 8 также остается примерно постоянной, и наступает заключительная фаза разгона ракеты (или другого типа ЛА) с убывающим ускорением движения.

Силовое воздействие струй на ЛА может быть повышено при одновременном уменьшении секундного расхода жидкости в струях, если на борту ЛА сообщают дополнительную скорость части отражаемой жидкости за счет энергии бортового источника, например, топлива. Возможны 2 варианта устройств.

Устройство 1 (рис.12). На борту ракеты 1 по-прежнему смонтированы секции 2, 3, 4 отражающего экрана и дополнительно установлены водозаборники 5, 6, соединенные с помощью трубопроводов 7, 8 с закритической частью сопла 9 ракетного двигателя 10.

При воздействии струй 11, 12 на отражающие секции 2, 3 жидкость стекает с них в виде потоков 13, 14 и 15, 16. Под действием тягового усилия струй ракета 1 совершает полет на свободных струях жидкости. После подъема на высоту, на которой силовое воздействие струй ослабевает по сравнению с первоначальным, запускают в работу специальный ракетный двигатель 10 (или один-два из основных маршевых двигателей). Потоки воды 15, 16, текущие вдоль бортов ракеты 1, попадают в водозаборники 5, 6 и по трубопроводам 7, 8 вода поступает в закритическую часть сопла 9. В закритической части сопла 9 вода смешивается (и испаряется) с основным потоком газов 17 ракетного двигателя 10. Сила тяги двигателя 10 увеличивается по сравнению с тягой без поступления воды^*) (* ⁾ Фаткин Ю.М. Использование инертной массы в двигателе ограниченной скорости истечения. Известия АН СССР, Инж. журнал, Механика твердого тела, 3, 1967).

Устройство 2 (рис.13). На борту ракеты 1 смонтированы секции 2, 3 отражающего экрана и дополнительные каналы 4 (трубопроводы), верхняя часть которых сообщается с камерами сгорания импульсных жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) 5. Каналы 4 в местах их сопряжения с секциями 2, 3 имеют окна с закрывающими их клапанами 6. Клапаны 6 подвешены на шарнирах 7. Нижняя часть каждого канала 4 переходит в два канала 8, ориентированных под углом =5÷20° к продольной оси ракеты 1. При воздействии струй 9 (рис.13а) на отражающие секции 2, 3 ракета 1 отрывается от пускового стола и совершает полет с ускорением. На высоте, на которой силовое воздействие струй ослабевает по сравнению с первоначальным, вводят в работу импульсные ЖРД 5 по следующему циклу.

Жидкость стекает с отражающих секций в виде потоков 10, 11 и 12, 13. Под дейс