РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА РЕАКТИВНОГО СНАРЯДА СИСТЕМЫ ЗАЛПОВОГО ОГНЯ Российский патент 1998 года по МПК F02K9/10 

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано при разработке и производстве ракетных двигателей (РД) к снарядам систем залпового огня (РСЗО), работающих на смесевом твердом топливе (СТТ).

При определении уровня техники использовались общедоступные сведения, представленные в следующих источниках информации:
- опубликованные описания к охранным документам, заявки на изобретения;
- советские и иные издания, имеющиеся в библиотеке;
- депонированные рукописи статей, обзоров, монографий, отчеты о научно-исследовательских работах, пояснительные записки к опытно-конструкторским работам и другая конструкторская, технологическая, нормативно-техническая и проектная документация, находящаяся в органах научно-технической информации;
- материалы диссертаций и авторефераты, изданные на правах рукописи;
- принятые на конкурс работы и экспонаты, помещенные на выставке;
- сообщения, переданные посредством радио, телевидения, кино и т.д.;
- сведения о техническом средстве, ставшие известными в результате их использования.

В последнее время как в нашей стране, так и за рубежом, активно проводятся работы, направленные на повышение эффективности применения снарядов РСЗО и преимущественно на повышение дальности стрельбы.

Из зарубежных аналогов известно техническое решение из патента США N 3015209, в котором (по описанию) между прокладками на пороховой шашке и металлическими дисками установлены прокладки из пробки или резины. Назначение этих прокладок - предохранять вкладной заряд твердого топлива от выпадения из своих опор при тепловом расширении камеры сгорания.

Способ компоновки прокладок относительно заряда ТТ и корпуса двигателя аналога не годится для использования в заявляемой конструкции, так как не обеспечивает компенсацию технологической усадки и температурных деформаций заряда в радиальном направлении.

Известно также техническое решение, принятое за прототип, из заявки Франции N 2466627, кл. F 02 K 9/10, 1971. В ракетном двигателе в соответствии с прототипом концевой компенсатор выполнен в виде кольцевого монолитного чашеобразного вкладыша полусферической формы с отверстием в донной части и переменной толщиной стенки - однослойной в зоне перехода от цилиндра к дну и трехслойной в донной части с открытыми кольцевыми полостями между слоями.

Такие вкладыши не компенсируют технологической осадки топлива в процессе изготовления заряда и также не компенсируют разности деформаций заряда и корпуса РЧ в радиальном направлении в процессе воздействия температуры в пределах от -50^oC до +50^oC и не обеспечат надежного крепления заряда к корпусу ракетной части. Следовательно, и они не пригодны для рассматриваемого решения.

Целью изобретения является повышение надежности крепления заряда твердого смесевого топлива внутри корпуса ракетной части во всех температурных условиях эксплуатации изделия и упрощение процесса его закрепления в корпусе при снаряжении, обеспечение компенсации деформации заряда в осевом и радиальном направлениях после заполнения зарядного пространства, компенсации разности температурных деформаций в осевом и радиальном направлениях топлива и металлической оболочки в диапазоне температур от плюс 50^oC до минус 50^oC, обеспечение надежного крепления заряда в корпусе при динамических нагрузках в процессе транспортирования, выполнения погрузочно-разгрузочных работ и стартовых перегрузок в процессе запуска изделия.

Поставленная цель достигается тем, что каждый концевой эластичный компенсатор выполнен в виде кольцевого сплошного вкладыша переменной толщины в продольном сечении, одна часть которого выполнена цилиндрической формы по наружной поверхности и конической внутренней поверхностью, а другая часть выполнена в виде полого усеченного конуса длиной, равной 0,01 - 0,03 длины зарядной камеры, диаметром у меньшего сечения, равным 0,8-0,92 диаметра зарядной камеры, и толщиной спинки, равной 0,01 - 0,03 диаметра зарядной камеры, при этом с металлической оболочкой компенсаторы скреплены только по наружной цилиндрической поверхности.

Разные по толщине элементы компенсатора выполняют различные функции.

Утолщенная часть компенсатора воспринимает на себя механические нагрузки, возникающие при погрузочно-разгрузочных работах, транспортировании и стартовых перегрузках при запуске изделия, а также обеспечивает компенсацию технологической усадки и разницу температурных деформаций заряда и оболочек в осевом и радиальном направлениях при перепаде температуры от плюс 50^oC до минус 50^oC за счет эластичности и упругих характеристик материала. Утоненная коническая часть компенсатора обеспечивает компенсацию технологической усадки топлива и разницу температурных деформаций в осевом и радиальном направлениях топлива и металлической оболочки как за счет эластичности и упругих характеристик материала, так и за счет геометрических параметров этого элемента компенсатора (длины, диаметра, толщины и конусности), которые обуславливают растягивающие, сжимающие и изгибные деформации конической части компенсатора.

На фиг. 1 представлена схема корпуса РЧ. Корпус состоит из днища 1, металлической оболочки 2, эластичных компенсаторов 3 и соплового блока 4. На фиг. 2 приведены геометрические параметры компенсаторов и взаимосвязанные размеры других элементов РЧ, где D, L -диаметр и длина зарядной камеры соответственно; l₁ - длина утолщенного элемента 5 компенсатора; l₂, S, d - длина, толщина и диаметр у меньшего сечения утоненного конического элемента 6 компенсатора. На фиг. 3 представлена схема разложения осевой силы, где P_о - осевая сила стартовой нагрузки заряда 7; P_p - радиальная составляющая сила; P_pз -результирующая сила, воздействующая перпендикулярно конической внутренней поверхности 8 компенсатора.

Геометрические параметры конического элемента компенсатора выполнены таким образом, что позволяют внутренней его поверхности следовать за изменениями размеров заряда во всех направлениях в процессе технологической усадки и температурных деформаций в диапазоне от +50^oC до -50^oC. Этим обеспечивается неразрывность соединения заряда с металлической оболочкой корпуса во всех условиях эксплуатации и применения изделий.

Длина l₂ конического элемента компенсатора выполнена равной 0,01 - 0,03 длины L зарядной камеры. Конический элемент меньшей длины не обеспечит компенсации усадочной и температурной деформации в осевом направлении, а при большой длине не обеспечивается необходимой конструктивной жесткости и устойчивости.

Наружный диаметр d конического элемента выполнен равным 0,8 - 0,92 диаметра D зарядной камеры. Меньший диаметр неоправдано приводит к сокращению зарядного пространства, массы топлива и, следовательно, дальности полета изделий, а большая величина диаметра не обеспечит компенсации технологической усадки и температурной деформации, так как этот элемент компенсатора будет располагаться практически параллельно оси зарядной камеры.

Толщина S конического элемента выполнена численно равной 0,01 - 0,03 диаметра D зарядной камеры. Меньшее значение толщины не обеспечит конструктивной жесткости и технологичности. Большее значение толщины неоправданно повышает жесткость и сокращает объем зарядного пространства.

В результате сопоставительного анализа предлагаемого корпуса РЧ аналога и прототипа установлены отличительные признаки, отвечающие критерию "новизна" заявляемого технического решения и позволяющие классифицировать его соответствие критерию "изобретательский уровень".

В заявляемом корпусе РЧ компенсаторы отличаются конструктивно от таких же деталей аналога и прототипа. В корпусе-аналоге компенсаторы выполнены в виде сплошных колец прямоугольного сечения и постоянной толщины. В прототипе компенсаторы выполнены в виде кольцевых монолитных чашеобразных вкладышей полусферической формы с отверстием в донной части и переменной толщиной стенки - однослойной в зоне перехода от цилиндра к дну и трехслойной в донной части с открытыми кольцевыми полостями между слоями. В соответствии с заявляемым решением каждый компенсатор выполнен в виде сплошного кольца переменной толщины в сечении, параллельном оси корпуса. Каждый компенсатор состоит из двух частей - одна часть 5 утолщена и выполнена в виде цилиндра по наружной поверхности и конуса по внутренней поверхности, другая утоненная часть 6 выполнена в виде полого усеченного конуса.

Размеры конуса - длина, диаметр и толщина стенки - выполнены в определенной зависимости от размера зарядной камеры корпуса РЧ.

Оригинальная геометрия и взаимосвязь размеров компенсаторов с размерами зарядной камеры обеспечивают компенсацию технологической усадки и разности температурных деформаций металлической оболочки и заряда в условиях производства и эксплуатации в осевом и радиальном направлениях как в случае увеличения размеров при нагреве изделия до +50^oC, так и в случае уменьшения размеров при технологической усадке топлива и охлаждения изделия до -50^oC.

В предлагаемом изобретении компенсаторы скреплены непосредственно как с металлической оболочкой корпуса, так и с зарядом по боковым поверхностям без дополнительных конструктивных элементов. В аналоге и прототипе компенсаторы не связаны непосредственно с металлической оболочкой корпуса, а опираются одним торцом на дополнительные крепежные элементы РЧ, а другим торцом взаимодействуют с зарядом, воспринимая на себя осевую нагрузку, и компенсируют деформацию заряда только в осевом направлении и только при нагреве изделия.

Выполнение внутренней поверхности утолщенной части компенсатора конической формы обеспечивает дополнительный прижим компенсатора к внутренней поверхности 9 оболочки корпуса в процессе воздействия осевых стартовых нагрузок за счет радиальной составляющей вектора разложения сил (см. фиг. 3).

В соответствии с предлагаемым техническим решением изготовлены и испытаны с положительными результатами во всех условиях эксплуатации и применения корпуса РЧ к РС калибром 300 мм, 220 мм и 120 мм. Это подтверждает правильность выбранного решения.

Ракетный двигатель твердого топлива реактивного снаряда системы залпового огня, работающий на твердом смесевом топливе, предназначен для военной техники, состоит из днища, оболочки, концевых эластичных компенсаторов и соплового блока. Каждый концевой эластичный компенсатор выполнен в виде кольцевого сплошного вкладыша переменной толщины в продольном сечении. Одна часть вкладыша выполнена цилиндрической формы по наружной поверхности и конической внутренней поверхностью. Другая часть вкладыша выполнена в виде полого усеченного конуса длиной, равной 0,01 - 0,03 длины зарядной камеры, диаметром у меньшего сечения, равным 0,8 - 0,92 диаметра зарядной камеры, и толщиной стенки, равной 0,01 - 0,03 диаметра зарядной камеры. С металлической обечайкой компенсаторы скреплены только по своей наружной цилиндрической поверхности. Такое выполнение двигателя упрощает и повышает надежность крепления заряда твердого смесевого топлива внутри корпуса ракетной части при всех температурных условиях эксплуатации изделия. 3 ил.

Ракетный двигатель твердого топлива ракетного снаряда системы залпового огня, состоящий из днища, оболочки, концевых эластичных компенсаторов и соплового блока, отличающийся тем, что каждый концевой эластичный компенсатор выполнен в виде кольцевого сплошного вкладыша переменной толщины в продольном сечении, одна часть которого выполнена цилиндрической формы по наружной поверхности и конической внутренней поверхностью, а другая часть выполнена в виде полого усеченного конуса длиной, равной 0,01 - 0,03 длины зарядной камеры, диаметром у меньшего сечения, равным 0,8 - 0,92 диаметра зарядной камеры, и толщиной стенки, равной 0,01 - 0,03 диаметра зарядной камеры, при этом с металлической оболочкой компенсаторы скреплены только по наружной цилиндрической поверхности.