РАКЕТА Российский патент 2007 года по МПК F42B15/00 

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетах различного назначения, в том числе в ракетах реактивных систем залпового огня.

Ракеты к системам залпового огня широко применяются для нанесения массированного удара по групповым и площадным целям, при этом к ним предъявляются высокие требования по точности и кучности стрельбы.

Известна конструкция ракеты, содержащая головную часть, ракетный двигатель твердого топлива и блок стабилизаторов (см. книгу: Липанов А.М., Алиев А.В. Проектирование ракетных двигателей твердого топлива. - М.: Машиностроение, 1995 г., стр.10).

Задачей данного технического решения явилась разработка ракеты, обеспечивающей доставку к цели головной части.

Общим признаком с предлагаемой ракетой является наличие в ней головной части, двигателя и блока стабилизаторов.

Однако приведенная конструкция ракеты имеет недостатки, заключающиеся в неудовлетворительных характеристиках технического рассеивания ракет, не отвечающих современным требованиям, что обусловлено, в частности обтеканием стабилизаторов сверхзвуковой газовой струей ракетного двигателя, пульсации давления в которой приводят к возникновению колебательного режима стабилизаторов.

Указанных недостатков лишена ракета, стабилизаторы которой при работе двигателя не контактируют непосредственно с газовой струей.

Наиболее близкой по технической сути и достигаемому результату является ракета М-21 ОФ, содержащая головную часть, ракетный двигатель твердого топлива и блок стабилизаторов, задняя кромка которых удалена от среза сопла двигателя (см. книгу Шунков В.Н. Ракетное оружие, Минск: Поппури, 2001 г., с.242), принятая авторами за прототип. Как видно из этого технического решения, в ракете стабилизаторы размещены с удалением задних кромок от среза сопла, исключающим непосредственный контакт стабилизатора и газовой струи.

Принятая за прототип ракета функционирует следующим образом. После включения ракетного двигателя, при выходе ракеты из направляющей, стабилизаторы ракеты раскрываются, и осуществляется стабилизация полета на траектории. Поскольку конструкция ракеты исключает непосредственный контакт газовой струи со стабилизаторами, достигаются удовлетворительные характеристики технического рассеивания ракет. Однако при разработке систем залпового огня с повышенной точностью и кучностью было установлено, что ракета данной конструкции не обеспечивает выполнение современных требований. Выполненные исследования показали, что основной причиной этого является колебательный режим функционирования стабилизаторов, следствием чего является появление нерасчетных углов атаки при полете ракеты и ухудшение технического рассеивания. Анализ результатов исследований позволил сделать выводы о наличии двух основных причин, обусловливающих колебательный режим стабилизаторов: взаимодействие стабилизаторов с рециркуляционной отрывной зоной с повышенными турбулентными пульсациями воздушного потока в области, ограниченной касательной к границе струи, а также взаимодействием и развитием интенсивных акустических колебаний в ракетном двигателе, распространяющихся по корпусу ракеты и жестко связанному с ним блоком стабилизаторов. Граница зоны определяется касательной к границе газовой струи, положение которой обусловлено в первую очередь радиусом выходного сечения сопла, с уменьшением радиуса выходного сечения сопла уменьшается радиус зоны.

Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) являлось создание конструкции ракеты с блоком стабилизаторов с задними кромками, удаленными от среза сопла.

Общими признаками с предлагаемым устройством является наличие в ракете головной части, двигателя и блока стабилизаторов.

В отличие от прототипа в предлагаемой ракете задние кромки стабилизаторов в области корневой хорды размещены на расстоянии 0,5...0,7 диаметра выходного сечения сопла, дозвуковая часть сопла выполнена со средним углом 15...25°, а толщина теплозащитного покрытия дозвуковой части сопла составляет 1,2...4 средней толщины теплозащитного покрытия сверхзвуковой части сопла.

Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.

Указанные признаки, отличительные от прототипа и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой охраны, во всех случаях достаточны.

Задачей предлагаемого изобретения явилась разработка конструкции ракеты с улучшенными характеристиками технического рассеивания за счет резкого снижения колебания стабилизаторов. Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известной ракете, содержащей головную часть, ракетный двигатель твердого топлива и блок стабилизаторов, особенность заключается в том, что задние кромки стабилизаторов в области корневой хорды размещены на расстоянии 0,5...0,7 диаметра выходного сечения сопла, дозвуковая часть сопла выполнена со средним углом 15...25°, а толщина теплозащитного покрытия дозвуковой части сопла составляет 1,2...4 средней толщины теплозащитного покрытия сверхзвуковой части сопла.

Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними позволяет, в частности за счет:

- размещение задних кромок стабилизаторов в области корневой хорды на расстоянии 0,5...0,7 диаметра выходного сечения сопла (d) резко снизить размеры рециркуляционной отрывной зоны с повышенными турбулентными пульсациями, воздействующими на стабилизаторы, чем существенно снижается амплитуда их колебаний. При увеличении указанного расстояния свыше 0,7d нерационально уменьшается стабилизирующий момент. При уменьшении указанного расстояния менее 0,5d существенно возрастают размеры отрывной зоны, взаимодействующей со стабилизатором; а следовательно, и колебания стабилизаторов;

- выполнения дозвуковой части сопла со средним углом α, равным 15...25°, резко снижается энергия акустических колебаний, отражающихся от дозвуковой части сопла и возвращающихся в камеру сгорания, что снижает уровень колебаний стабилизаторов. При увеличении α свыше 25° резко возрастает амплитуда отраженных акустических колебаний, при уменьшении α менее 15° нерационально возрастает размер соплового блока;

- выполнения толщины теплозащитного покрытия дозвуковой части сопла (δ_д), равной 1,2...4 средней толщины теплозащитного покрытия сверхзвуковой части сопла (δ_с), обеспечить эффективное поглощение акустических колебаний теплозащитным покрытием дозвуковой части сопла, что приводит к снижению амплитуды колебаний стабилизаторов. При уменьшении δ_д менее 1,2δ_с снижается эффективность гашения акустических колебаний, при увеличении δ_д свыше 4δ_с нерационально увеличивается масса соплового блока и ракеты. Выбор в качестве определяющего размера толщины δ_с обусловлено тем обстоятельством, что при практически равных значениях тепловых потоков от продуктов сгорания к теплозащитному покрытию в дозвуковой и сверхзвуковой части сопла, толщины δ_д и δ_c должны быть практически одинаковы, увеличение δ_д обусловлено необходимостью гашения акустических колебаний.

Признаки, отличающие предлагаемое техническое решение от прототипа, не выявлены в других технических решениях и не известны из уровня техники в процессе проведения патентных исследований, что позволяет сделать вывод о соответствии изобретения критерию «новизны».

Исследуя уровень техники в ходе проведения патентного поиска по всем видам сведений, доступных в странах бывшего СССР и зарубежных странах, обнаружено, что предлагаемое техническое решение явным образом не следует из известного уровня техники, следовательно, можно сделать вывод о соответствии критерию «изобретательский уровень».

Сущность изобретения заключается в том, что в ракете, содержащей головную часть, ракетный двигатель твердого топлива, блок стабилизаторов, задние кромки стабилизаторов в области корневой хорды размещены на расстоянии 0,5...0,7 диаметра выходного сечения сопла, дозвуковая часть сопла выполнена со средним углом 15...25°, а толщина теплозащитного покрытия дозвуковой части сопла составляет 1,2...4 средней толщины теплозащитного покрытия сверхзвуковой части сопла.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 изображена предлагаемая ракета с частичным вырезом двигателя, а на фиг.2 - схема течения у блока стабилизаторов.

Предлагаемая ракета содержит головную часть 1, двигатель 2, блок стабилизаторов 3, сопло 4, теплозащитное покрытие сверхзвуковой части сопла 5 и теплозащитное покрытие дозвуковой части сопла 6. Задние кромки стабилизаторов 3 в области корневой хорды размещены на расстоянии (L), равном 0,5...0,7 диаметра выходного сечения сопла (d), дозвуковая часть сопла выполняется со средним углом (угол, ограниченный прямыми, проходящими через точки, соответствующие входу в сопло и точки контакта с сопловым вкладышем), равным 15...25°, толщина теплозащитного покрытия дозвуковой части сопла δ_д составляет 1,2...4 средних толщин теплозащитного покрытия сверхзвуковой части сопла δ_с.

Предложенная ракета функционирует следующим образом. После схода ракеты с направляющей и раскрытия стабилизаторов 3 набегающий воздушный поток обтекает струю продуктов сгорания с границей А и стабилизаторы 3 с образованием рециркуляционной зоны В, с высоким уровнем турбулентных пульсаций. За счет локализации в силу выбранного размера L размеров зоны В, взаимодействующей со стабилизаторами 3, достигается минимизация колебательного режима стабилизаторов 3. За счет предложенного выполнения контура дозвуковой части сопла 5 и выбранной толщины теплозащитного покрытия 6 осуществляется эффективное гашение акустических колебаний продуктов сгорания в двигателе 2. Сочетание указанных технических решений обеспечивает в совокупности эффективное снижение колебаний стабилизаторов 3, а следовательно, улучшение характеристик точности и кучности стрельбы ракетой.

Выполнение ракеты в соответствии с изобретением позволило обеспечить улучшение кучности и точности стрельбы ракетами РСЗО на 30-35%.

Изобретение может быть использовано при разработке ракет реактивных систем залпового огня.

Указанный положительный эффект подтвержден летными испытаниями ракет, выполненных в соответствии с изобретением.

В настоящее время разработана конструкторская документация, проведены летные испытания ракет, намечено серийное производство.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к ракетам реактивных систем залпового огня. Ракета содержит головную часть, ракетный двигатель твердого топлива, блок стабилизаторов. Задние кромки стабилизаторов в области корневой хорды размещены на расстоянии 0,5...0,7 диаметра выходного сечения сопла. Дозвуковая часть сопла выполнена с углом 15...25°. Толщина теплозащитного покрытия дозвуковой части сопла составляет 1,2...4 толщины теплозащитного покрытия сверхзвуковой части сопла. Изобретение позволяет за счет выбора рациональных конструктивных параметров создать ракету с улучшенной точностью и кучностью стрельбы. 2 ил.

Ракета, содержащая головную часть, ракетный двигатель твердого топлива с соплом и блок стабилизаторов, отличающаяся тем, что задние кромки стабилизаторов в области корневой хорды размещены на расстоянии 0,5 - 0.7 диаметра выходного сечения сопла, дозвуковая часть сопла выполнена с углом 15-25°, при этом сопло имеет теплозащитное покрытие, толщина которого на дозвуковой части сопла составляет 1,2 - 4 толщины теплозащитного покрытия на сверхзвуковой части сопла.