Газодинамическая пушка

(51) МПК НАЦИОНАЛЬНЫЙ ЦЕНТР ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ(71) Заявители Сычик Василий Андреевич Соболенко Михаил Карпович(72) Авторы Сычик Василий Андреевич Соболенко Михаил Карпович(73) Патентообладатели Сычик Василий Андреевич Соболенко Михаил Карпович(57) Газодинамическая пушка, содержащая пусковой ствол, ресивер, систему обеспечения высокого давления в стволе, посадочную платформу, систему автоматического контроля и регулирования давления газа, отличающаяся тем, что пусковой ствол снабжен взрывосъемной крышкой, внутренней металлической оболочкой и взрывными пакетами, а посадочная платформа - уплотнительным гидроприводным механизмом, кроме того, в стенках пускового ствола выполнены ниши, в которых размещены обоймы с пороховыми зарядами, соединенные с электрическими коммутаторами.(56) 1. Народная газета 18 февр. 1994. 2. Патент РБ 1039, МПК 41 3/04, 2003. Полезная модель относится к области космической техники и может быть использована для вывода грузовых ракет в космическое пространство. Известна газодинамическая пушка 1, содержащая ресивер, ствол, систему обеспечения высокого давления в стволе. Недостатками пушки являются низкий КПД, малая стартовая скорость выводимых грузов, малый вес грузов (не выше 5 кг). Прототипом предлагаемой полезной модели является газодинамическая пушка 2, содержащая пусковой ствол, ресивер, систему обеспечения высокого давления в стволе, посадочную платформу, камеры сгорания, баки с окислителем и жидким топливом, насосы,систему трубопроводов, приборы контроля и регулирования газа. Недостатками прототипа являются 1. Сложная конструкция, необходимость использования камер сгорания, баков с окислителями и жидким топливом. 2. Недостаточно высокая скорость вылета ракеты из пускового ствола (не выше 3 км/с),требующая использования мощного реактивного двигателя ракеты для ее выхода в космос. 3. Недостаточно большой вес выносимого в космос полезного груза (не выше 5 тонн). 4. Высокая сила трения между стволом и посадочной платформой в процессе ее движения в стволе, что существенно снижает скорость движения ракеты в стволе и приводит к значительному нагреву посадочной платформы и ракеты. Техническим результатом полезной модели является обеспечение возможности увеличения массы выводимого в космос груза за счет снижения силы трения между стволом и посадочной платформой и повышения стартовой скорости выводимой ракеты. Поставленная задача достигается тем, что в газодинамической пушке, содержащей пусковой ствол, ресивер, систему обеспечения высокого давления в стволе, посадочную платформу, систему автоматического контроля и регулирования давления газа, пусковой ствол снабжен взрывосъемной крышкой, внутренней металлической оболочкой и взрывными пакетами, а посадочная платформа - уплотнительным гидроприводным механизмом,кроме того, в стенках пускового ствола выполнены ниши, в которых размещены обоймы с пороховыми зарядами, соединенные с электрическими коммутаторами. Сущность полезной модели поясняется фигурами, где на фиг. 1 изображен в разрезе главный вид газодинамической пушки, а на фиг. 2 - уплотнительный гидроприводной механизм посадочной платформы. Газодинамическая пушка (ГП) включает пусковой ствол 1, взрывосъемную крышку 2,взрывные пакеты 3, ракету (выводимый в космос груз) 4, посадочную платформу 5. Пушка также содержит воздушные компрессоры 6, 7 высокого давления, ресивер 8 высокого давления, который непосредственно механически соединен с пусковым стволом 1. Ресивер 8 сверху перекрывается дроссельным коллектором 9. В пусковом стволе 1 сформированы ниши 10 с плотно закрываемыми затворами, в которых размещаются обоймы 11 с пороховыми зарядами. Газ высокого давления от воздушных компрессоров 6, 7 высокого давления подается через электромагнитные клапаны 12 в ресивер 8. Пневматическая связь ресивера 8 с пусковым стволом 1 осуществляется посредством дроссельного коллектора 9,который управляется системой автоматического контроля и регулирования давления(САКРД) 13. Ресивер 8 высокого давления снабжен приборами 14 контроля и регулирования давления газа, которые управляются по заданной программе САКРД. В нижней части пускового ствола 1 размещены спускные патрубки 15 с электромагнитными заслонками,2 87492012.12.30 которые также управляются САКРД 13. По линии ниши 10 на пусковом стволе 1 размещены электрические коммутаторы 16, а обоймы 11 с пороховыми зарядами имеют внутреннюю систему зажигания (на фиг. 1 не показано). Выводимый груз, например ракета 4,жестко устанавливается в выемку посадочной платформы 5. Газ высокого давления от воздушных компрессоров 6, 7 высокого давления подается через электромагнитные клапаны 12 в ресивер 8 высокого давления. На посадочной платформе 5 размещен уплотнительный гидроприводной механизм 17, который, как показано на фиг. 2, содержит гидропривод 18, шток 19 гидропривода, уплотнительные элементы 20. С помощью гидропривода 18 между уплотнительными элементами 20 и круглой металлической оболочкой 21 пускового ствола 1 имеется микрозазор 22. Пусковой ствол 1 ГП создается в пробуренном или естественно созданном скальном грунте, в искусственных проемах шахтных выработок или естественных вертикальных пустотах последовательным наращиванием железобетонных колец, заливкой в опалубку монолитным бетоном и засыпкой пустой полости с наружной поверхности ствола. К внутреннему диаметру пускового ствола 1 плотно примыкает круглая металлическая оболочка 21, которая может быть сформирована методом пульверизации металлической смеси с последующей термообработкой. Длина пускового ствола 1 составляет от 1 до 1,5 километра, его внутренний диаметр составляет 25 метров, что, как показали результаты расчета, достаточно для вывода в космос ракет весом до 20 тонн. Рабочее давление воздушных компрессоров высокого давления 6, 7 составляет 400 атмосфер и выше, что достаточно для начального разгона ракеты 4 в пусковом стволе 1. Впуск воздуха высокого давления из ресивера 8 высокого давления в пусковой ствол 1 и посадочную платформу 5 осуществляется через дроссельный коллектор 9, который состоит из обоймы с отверстиями, куда вставляются гильзы с фиксаторами и отверстием для прохода газа. В гильзу вставляется поворотная дроссельная заслонка (на фиг. 1 не показано) с проходным каналом для сжатого газа. Дроссельные заслонки снабжены шестернями, соединенными через зубчатую передачу с реверсивным электродвигателем, который управляется СКАРД 13 и обеспечивает быструю подачу сжатого газа в пусковой ствол 1 под посадочную платформу 5 и быстрое прекращение подачи сжатого газа после вылета ракеты 4 из пускового ствола 1. Уплотнительный гидроприводной механизм 17 с помощью гидропривода 18 выводит уплотнительные элементы 20 на заданное расстояние, создающее по периметру круглой металлической оболочки 21 и посадочной платформы 5 микрозазор, составляющий 10300 микрон. Такой зазор формирует воздушную подушку между круглой металлической оболочкой 21 пускового ствола 1 и посадочной платформой 5, что обеспечивает высокую устойчивость посадочной платформы 5 во время ее движения в пусковом стволе 1 и резко снижает трение, то есть тормозящие движение ракеты 4 силы. Перед запуском ракеты 4 она помещается на установленную сверху пускового ствола 1 посадочную платформу 5, а ствол сверху закрывается герметической взрывосъемной крышкой 3. Ракета 4 устанавливается на посадочной платформе на шести стержнях (на фигуре не показано), смещенных относительно друг друга по периметру на 60, что исключает вибрации ракеты 4 при ее движении в пусковом стволе 1. Посадочная платформа 5 с ракетой 4 медленно по принципу поршневого насоса опускается вниз под собственной тяжестью до упора. Сжимаемый в пусковом стволе 1 воздух вытекает через открываемые спускные патрубки 15, а сверху установочной платформы 5 в пусковом стволе 1 образуется вакуум, необходимый для разгона ракеты 4 в установочном стволе 1 до сверхвысоких скоростей на уровне 4,0-8,0 км/с. Ствол 1 сверху герметично закрыт взрывосъемной крышкой 2. В исходный момент до запуска воздушными компрессорами высокого давления 6 и 7 в ресивер 8 высокого давления подается сжатый до максимально возможного давления(600 атмосфер и выше) газ. Приборы 14 контроля и регулирования давления газа устанав 3 87492012.12.30 ливают и контролируют требуемое для запуска ракеты 4 давление. Экипированная ракета 4 с собственным ракетным двигателем опускается в пусковой ствол 1 на воздушной подушке до упора. В момент запуска САКРД 13 подает сигналы управления на дроссельный коллектор 9 ресивера 8, на воздушные компрессоры 6, 7 высокого давления и электромагнитные клапаны 12. В результате накопленный в ресивере 8 сжатый газ через дроссельный коллектор 9 подается в основание пускового ствола 1 и совершает пневмоудар по посадочной платформе 5, которая вместе с размещенной на ней ракетой 4 ускоряется в пусковом стволе 1. Благодаря микрозазору 10300 мкм между металлической оболочкой 21 пускового ствола 1 и посадочной платформой 5 создается воздушная подушка, которая обеспечивает эффективное движение посадочной платформы 5 с ракетой 4 в пусковом стволе 1 с минимальным трением, которое в сравнении с прототипом и аналогами снижается в сотни раз. В процессе продвижения ракеты 4 в пусковом стволе 1 давление в нем под посадочной платформой 5 падает. Для поддержания требуемого давления газа в пусковом стволе 1 предусмотрены обоймы 11 с пороховыми зарядами. В момент достижения основания посадочной платформы 5 ниши 10 срабатывает (замыкается) электрический коммутатор 16,который воздействует на систему зажигания в виде электроплазменной струи, и расположенный в нише 10 пороховой заряд взрывается, подает на посадочную платформу 5 мощную взрывную волну, повышая давление газа в пусковом стволе 1 под посадочной платформой 5. Количество ниш 10 с размещенными в них пороховыми зарядами зависит от длины ствола и веса ракеты и составляет от 3 до 10. Посадочная платформа 5 с ракетой 4, проходя последовательно ниши 10 с пороховыми зарядами, обеспечивает их подрыв, в результате в пусковом стволе 1 поддерживается требуемое давление газа для разгона ракеты 4 и придания ей заданной скорости на выходе пускового ствола 1. Вылетаемая из пускового ствола ракета со скоростью 4-6 км/с соударяется с легкой герметичной взрывосъемной крышкой 2, в результате чего происходит удар коаксиальной насадки ракеты 4,ее разогрев вместе с находящимся в конической головной части ракеты жидким азотом. При этом азот испаряется и охлаждает ракету 4. Одновременно включается твердотельный двигатель ракеты 4, который и выводит ее на космическую орбиту, а посадочная платформа 5 отделяется от ракеты 4 и падает в заданное место. В момент прохождения посадочной платформой 5 последнего верхнего электрического коммутатора 16 он замыкает систему зажигания взрывных пакетов 3, которые взрываются и поднимают взрывосъемную крышку 2. В результате минимизируется удар ракеты 4 по взрывосъемной крышке 2 и улучшается отделение от посадочной платформы 5, то есть исключается гашение скорости ракеты 4 при ее вылете из пускового ствола 1. Регулирование скорости ракеты 4 в пусковом стволе 1 за счет установки в нем ниш 10 и обойм 11 с пороховыми зарядами обеспечивает возможность регулирования не только скорости разгона ракеты 4, но и гравитационной перегрузки на нее в пусковом стволе 1 при разгоне ракеты. Результаты расчета показали, что предлагаемая газодинамическая пушка обеспечивает скорость разгона ракеты на выходе из пускового ствола в интервале 5-8 км/с, то есть в два раза выше, чем у прототипа. Вес выводимой в космос ракеты достигает 20 тонн и выше,что значительно выше, чем у аналогов и прототипа. Вывод в космос 1 кг полезного груза с помощью предлагаемой комбинированной газодинамической пушки, работающей в режиме многоразового использования, не превышает 500 долларов США, тогда как вывод того же груза с помощью ракеты-носителя составляет 20 000 долларов США, то есть в 40 раз дороже. Промышленное освоение предлагаемой комбинированной газодинамической пушки возможно на предприятиях энергетического строительства и горнодобывающей промышленности. Национальный центр интеллектуальной собственности. 220034, г. Минск, ул. Козлова, 20. 5