Газодинамическая электромагнитная пушка

(12) НАЦИОНАЛЬНЫЙ ЦЕНТР ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ(71) Заявитель Сычик Василий Андреевич(72) Автор Сычик Василий Андреевич(73) Патентообладатель Сычик Василий Андреевич(57) Газодинамическая электромагнитная пушка, содержащая пусковой ствол, ресивер,систему обеспечения высокого давления в стволе, посадочную платформу, систему автоматического контроля и регулирования давления газа, отличающаяся тем, что она снабжена электромагнитным силовым механизмом, электромагнитной заслонкой, посадочная платформа снабжена гидроприводным механизмом с роликоподшипниками, а пусковой ствол - внутренней металлической оболочкой.(56) 1. Народная газета от 18.02.1994. 2. Патент РБ 1039, МПК 41 3/04, 2003. 37332007.08.30 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 предлагаемого изобретения 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 километров в секунду, 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 повышение стартовой скорости выводимой ракеты. Поставленная задача достигается тем, что в газодинамической электромагнитной пушке,содержащей пусковой ствол, ресивер, систему обеспечения высокого давления в стволе,посадочную платформу, систему автоматического контроля и регулирования газа, введены электромагнитный силовой механизм, электромагнитная заслона, посадочная платформа снабжена гидроприводным механизмом с роликоподшипниками, а пусковой ствол- внутренней металлической оболочкой. Признаков у прототипа и аналогов, сходных с существенными признаками заявляемого устройства, не обнаружено. Поэтому заявляемое устройство - электромагнитная газодинамическая пушка обладает существенными отличиями. Благодаря тому, что предлагаемая газодинамическая электромагнитная пушка снабжена электромагнитным силовым механизмом, электромагнитной заслонкой, посадочная платформа снабжена гидроприводным механизмом с роликоподшипниками, а пусковой ствол снабжен внутренней металлической оболочкой, решается поставленная задача более чем в два раза повышается выходная скорость вылетающей из ствола ракеты и более чем на порядок снижается сила трения посадочной платформы о поверхность пускового ствола. Сущность полезной модели поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображен в разрезе главный вид газодинамической электромагнитной пушки, на фиг. 2 - гидроприводной механизм посадочной платформы, а на фиг. 3 конструкция электромагнитного силового механизма. Газодинамическая электромагнитная пушка (ГЭП) включает пусковой ствол 1, его крышку 2, ракету (выводимый груз) 3, посадочную платформу 4 с размещенным на ней гидроприводным механизмом 5 и электромагнитный силовой механизм 6. Пушка также содержит воздушные компрессоры 7, 8 высокого давления, ресивер 9 высокого давления,который непосредственно механически соединен с пусковым стволом 1. Ресивер 9 сверху перекрывается электромагнитной заслонкой 10. Газ высокого давления от воздушных компрессоров 7, 8 высокого давления подается через электромагнитные клапаны 11 в ресивер 9. Пневматическая связь ресивера 10 с пусковым стволом 1 осуществляется посред 2 37332007.08.30 ством электромагнитной заслонки 10, которая управляется системой автоматического контроля и регулирования давления (САКРД) 12. Ресивер 9 высокого давления снабжен приборами 13 контроля и регулирования давления газа, которые управляются по заданной программе САКРД 12. В нижней части пускового ствола 1 размещены спускные патрубки 14 с электромагнитными клапанами, которые также управляются САКРД 12. Выводимый груз, например ракета 3, жестко устанавливается в выемку посадочной платформы 4. Газ высокого давления от воздушных компрессоров 7, 8 высокого давления подается через электромагнитные клапаны 11 в ресивер 9 высокого давления. К внутреннему диаметру пускового ствола 1 плотно примыкает круглая металлическая оболочка 15. На основании посадочной платформы 4 размещен гидроприводной механизм 5, который, как показано на фиг. 2, содержит гидропривод 16, шток гидропривода 17, на котором размещены роликоподшипники 18. Сверху на основании посадочной площадки размещен электромагнитный силовой механизм 6, который, как показано на фиг. 3, содержит электропроводящий сердечник 19, на котором намотана обмотка 20 из электропровода. Электропроводящий силовой сердечник 19 подключен к батарее конденсаторов 21, которая посредством ключа 1-1 подсоединяется к высоковольтному силовому источнику электропитания 22. Обмотка 20 из электропровода непосредственно или через ключ подключается к электрическим шинам 23, размещенным на металлической оболочке 15 и изолированным от нее. Батарея конденсаторов 21 также непосредственно подключается к размещенным на металлической оболочке 15 и изолированным от нее металлическим шинам 24. Съем электрического заряда с батареи конденсаторов 21, поступающего на электропроводящий сердечник 19, и подача питающего напряжения от высоковольтного силового сердечника осуществляется через пружинящие контакты 25, размещенные на штоке гидропривода 17. Возможна предварительная зарядка батареи конденсаторов 21 до требуемого напряжения перед запуском ракеты 3 и использование размещенного на посадочной платформе 4 автономного аккумуляторного силового источника электропитания 22, питающего электроэнергией обмотку 20 из электропровода. В этом случае исключаются металлические шины 23, 24 и пружинящие контакты 25. Пусковой ствол 1 ГЭП создается в пробуренном или естественно созданном скальном грунте, в искусственных проемах шахтных выработок или естественных вертикальных пустотах последовательным наращиванием железобетонных колец или заливкой в опалубку монолитным бетоном и засыпкой пустой полости с наружной поверхности ствола 1. Длина пускового ствола 1 составляет от 1 до 1,5 километров, его внутренний диаметр составляет 510 метров, что, как показали результаты расчета, достаточно для вывода в космос ракет весом до 20 тонн и выше. Рабочее давление воздушных компрессоров высокого давления 7, 8 составляет 400 атмосфер и выше, что достаточно для начального разгона ракеты 3 в пусковом стволе 1. Впуск воздуха высокого давления из ресивера 9 высокого давления под посадочную платформу 4 и в пусковой ствол 1 осуществляется через электромагнитную заслонку 10, которая состоит из двух электрических катушек, создающих сильное магнитное поле и двух магнитных сердечников из электротехнической стали, сочленяемых в центре при соответствующем направлении тока в электрических катушках. Управление подачей напряжения на электрические катушки и направлением тока в них осуществляется САКРД 12. Благодаря скоростному открытию и закрытию электромагнитной заслонки 10 осуществляется быстрая подача сжатого газа в пусковой ствол 1 под посадочную платформу 4 и быстрое прекращение подачи сжатого газа после вылета ракеты 3 из пускового ствола 1. Гидропроводной механизм 5 содержит две пары размещенных на концах штока гидропривода 17 роликоподшипников 18, которые попарно смещены на 180 и размещены парами на верхнем и нижнем краях посадочной платформы 4. Роликоподшипники 18 сопряжены наружной поверхностью с контактирующей поверхностью круглой металлической оболочки 15. Роликоподшипники 18 прижимаются штоками гидропровода 17 к 3 37332007.08.30 пусковому стволу 1. Попарное размещение по краям посадочной платформы 4 роликоподшипников 18 со смещением их осей на 180 и их плотный прижим к пусковому стволу 1 обеспечивают высокую степень стабилизации посадочной платформы 4 и ракеты 3 во время их движения в стволе 1, а вертикальное перемещение посадочной платформы 4 на роликоподшипниках 18 снижает до минимума потери скорости движения платформы 4 с ракетой 3 за счет сил трения. Гидропроводной механизм 5 с помощью гидропривода 16 выдвигает размещенные на основании посадочной платформы 4 подвижные уплотнительные элементы (на фиг. не показано), создающие по периметру круглой металлической оболочки 15 и посадочной платформы 4 зазор, составляющий 0,11 мм. Такой зазор формирует воздушную подушку между круглой металлической оболочкой 15 и посадочной платформой 4, что повышает устойчивость посадочной платформы 4 во время ее движения в пусковом стволе 1. При точной подгонке диаметра посадочной платформы 4 к диаметру круглой металлической оболочки 15 на указанный зазор уплотнительные элементы не потребуются. Электромагнитный силовой механизм 6 содержит электропроводящий сердечник 19 из электротехнической стали, обладает высокими электропроводностью и относительной магнитной проницаемостью. К нему по токопроводной рамке подводится постоянный электрический ток , который равномерно протекает по всему объему электропроводящего сердечника 19, то есть ток обладает постоянной плотностью. На электропроводящий сердечник 19 овальной или прямоугольной формы намотана обмотка 20 из электропровода, обычно медного, сечение которого составляет 1060 мм 2 и должно выдерживать протекающие тока в тысячи ампер. При подключении обмотки 20 из электропровода к силовому источнику электропитания 22 по ней протекает большой ток в сотни ампер, который создает в электропроводящем сердечнике сильное магнитное поле Н/, гдеток в обмотке,- число витков обмотки,- длина обмотки, и магнитную индукцию В 0 Н, где- магнитная проницаемость электропроводящего сердечника 19. Батарея конденсаторов 21 большой емкости 1001000 фарад заряжается до напряжения 15 киловольт от силового источника электропитания 22 в момент замыкания ключа 1-1. Она накапливает большой электрический заряд. При замыкании ключа 1-2 батарея конденсаторов 21 разряжается через электропроводящий сердечник 19. Через него протекает накопленный электрический зарядсо скоростью . В результате совместного воздействия на электропроводящий сердечник магнитной индукции В и протекающего зарядапоявляется выталкивающая сила 1, гдеугол между направлениями векторов В и . Она перпендикулярна плоскости расположения векторов. При указанном на фиг. 3 направлении векторов силаявляется выталкивающей и обеспечивает ускорение вылета посадочной платформы 4 с ракетой 3 в стволе 1. Поскольку векторы В ив электропроводящем сердечнике перпендикулярны, то выталкивающая сила 2. Перед запуском ракеты 3 в космос она помещается на установленную сверху пускового ствола 1 посадочную платформу 4, а ствол сверху закрывается легкой герметичной крышкой 2. Посадочная платформа 4 с ракетой 3 медленно, по принципу поршневого насоса опускается вниз под собственной тяжестью до упора. Сжимаемый в пусковом стволе 1 воздух вытекает через открываемые спускные патрубки 14, а сверху посадочной платформы 4 в пусковом стволе 1 образуется вакуум, необходимый для разгона ракеты 3 в стволе 1 до сверхвысоких скоростей на уровне 6,08,0 км/сек. Ствол сверху герметично закрыт легкой герметичной крышкой 2, изготовленной, например, из пластика. С помощью гидропривода 16 устанавливается необходимый зазор между металлической оболочкой 15 ствола 1 и посадочной платформой 4, например, 0,2 мм. В исходный момент до запуска воздушными компрессорами высокого давления 7, 8 в ресивер 9 высокого давления подается сжатый до максимально давления (600 атмосфер и выше) газ. Приборы 13 контроля и регулирования давления газа устанавливают и контролируют требуемое для 4 37332007.08.30 запуска ракеты 3 давление. Экипированная ракета 3 с собственным ракетным двигателем и заполненная выводимым грузом находится на посадочной платформе 4, размещенной на упоре ствола 1. На обмотку 20 из электропровода от силового источника электропитания 22 через электрические шины 23 подается электрический ток, который создает в электропроводящем сердечнике 19 требуемую магнитную индукцию В. Батарея конденсаторов 21 заряжается от силового источника электропитания через металлические шины 24 и накапливает номинальный электрический заряд . В момент запуска ракеты 3 САКРД 12 подает сигналы управления на электромагнитную заслонку 10 ресивера 9, на электромагнитные клапаны 11 воздушных компрессоров высокого давления 7, 8. В результате накопленный в ресивере 9 сжатый воздух через открытую электромагнитную заслонку 10 подается в основание пускового ствола 1 и совершает пневмоудар по посадочной платформе 4, которая вместе с размещенной на ней ракетой 3 ускоряется в пусковом стволе 1. Благодаря микрозазору Д 0,2 мм между металлической оболочкой 15 пускового ствола и посадочной платформой 4 создается воздушная подушка, обеспечивающая эффективное движение посадочной платформы 4 с ракетой 3 на роликоподшипниках 18 в пусковом стволе 1 с минимальным трением, которое в сравнении с прототипом снижается в десятки раз. С помощью САКРД 12 замыкается ключ 1-2 и через электропроводящий сердечник 19 протекает накопленный в батарее конденсаторов 21 электрический заряд , который, взаимодействуя с магнитной индукцией в электропроводящем сердечнике 19, создает большую выталкивающую силу, резко ускоряющую пролет посадочной платформы 4 с ракетой 3 через ствол 1. Например, для электропроводящего сердечника 19 с магнитной проницаемостью 102 при его длине 4 м, числе витков в обмотке 20 из электропровода 103 и токе в обмотке 103 А создается магнитное поле зарядв батарее конденсаторовС 102103105 кулон средняя скорость заряда электронов в электропроводящем сердечнике 102 м/с. Результирующая выталкивающая сила 10510231,431,4107 Ньютон. Эта выталкивающая электромагнитная сила огромная и совместно с силой давления сжатого газа в ресивере 9 обеспечивает на выходе ствола 1 скорость ракеты 3 в пределах 68 км/с. Вылетаемая из пускового ствола 1 ракета 3 со скоростью 6-7 километра в секунду соударяется с легкой герметичной крышкой 2 и выходит из ствола 1. Одновременно включается твердотельный двигатель ракеты 3, который и выводит ее на космическую орбиту,а посадочная платформа 4 отделяется от ракеты 3 и падает в заданное место. Регулирование скорости ракеты 3 в пусковом стволе 1 за счет изменения заряда батареи конденсато 5 37332007.08.30 ров 21 и тока питания в обмотке 20 из электропровода обеспечивает возможность регулирования не только скорости разгона ракеты, но и гравитационной перегрузки на нее в пусковом стволе 1 при разгоне ракеты 1. Результаты расчета показали, что предлагаемая газодинамическая электромагнитная пушка обеспечивает скорость разгона на выходе из пускового ствола в интервале 6-8 километров в секунду, то есть в два раза выше, чем у прототипа. Вес выводимой в космос ракеты достигает 20 тонн и более, что значительно выше, чем у аналогов и прототипа. Вывод в космос 1 кг полезного груза с помощью предлагаемой газодинамической электромагнитной пушки, работающей в режиме многоразового использования, не превышает 500 долларов США, тогда как вывод того же груза с помощью ракеты-носителя составляет 20000 долларов США, то есть в 40 раз дороже. Промышленное освоение предлагаемой газодинамической электромагнитной пушки возможно на предприятиях энергетического строительства и оборонной промышленности. Национальный центр интеллектуальной собственности. 220034, г. Минск, ул. Козлова, 20. 6