Ракетная часть Российский патент 2021 года по МПК F02K9/08 

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в реактивных снарядах систем залпового огня.

К числу основных задач, решаемых при создании ракетных частей, относится увеличение энергетических характеристик при обеспечении надежности функционирования.

Известна конструкция ракетной части, содержащая камеру и сопло (см. книгу В.Д. Куров, Ю.М. Должанский. Основы проектирования пороховых ракетных снарядов. Оборонгиз, 1961, стр. 143).

Задачей данного технического решения являлась разработка ракетной части, обеспечивающей размещение заряда твердого топлива.

Общими признаками с предлагаемой ракетной частью является наличие камеры сгорания и сопла.

Недостатком данной конструкции является то, что она не обеспечивает гашение акустических колебаний, возникающих при горении зарядов при высокой плотности заполнения.

Наиболее близкой по технической сути и достигнутому техническому результату является ракетная часть, содержащая камеру сгорания, включающую корпус, дно, сопло и демпфер для гашения акустических колебаний (см. книгу Я.М. Шапиро и др. Теория ракетных двигателей на твердом топливе. М.: Воениздат. 1968, стр. 150-151), принятая авторами за прототип. В данном техническом решении демпфер выполнен в виде набора тонкостенных перфорированных пластин, размещенных в канале заряда, что позволяет обеспечить гашение акустических колебаний.

Известная ракетная часть работает следующим образом. После подачи электрического импульса срабатывает воспламенитель, зажигается заряд ракетной части, при этом продукты сгорания истекают из сопла, создавая тягу. Акустические колебания, возникающие при функционировании ракетной части, гасятся демпфером, что обеспечивает работу ракетной части.

Однако, применение данного технического решения в ракетной части с зарядом с высокой температурой продуктов сгорания показало, что устройство не обеспечивает надежное функционирование в течение всего времени работы ракетной части, так как тонкостенные пластины выгорают к концу работы.

Таким образом, задача данного технического решения (прототипа) являлось создание ракетной части, конструкция которой обеспечивает снижение уровня акустических колебаний при применении зарядов из топлив со сравнительно низкими температурами продуктов сгорания.

Общими признаками с предлагаемым устройством является наличие камеры сгорания, включающей корпус, дно, сопло и демпфер для гашения акустических колебаний.

В отличие от прототипа в предлагаемой ракетной части демпфер выполнен в виде продольно расположенных, скрепленных между собой ребер из термостойкого материала размещенных у дна камеры сгорания, длина демпфера составляет (0,15…0,30)D, на торцевой поверхности демпфера, обращенной к соплу, размещено кольцо с разностью наружного и внутреннего радиуса (0,20…0,35)D, демпфер и кольцо выполнены из композиционных материалов с высокой поглощающей способностью акустических колебаний, а дно снабжено осевым цилиндрическим выступом, прилегающим к корпусу камеры сгорания, шириной (0,2…0,5)D и внутренним диаметром (0,90…0,97) D, где D - внутренний диаметр корпуса.

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 защиты, во всех случаях достаточны.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности функционирования ракетной части при высокой степени заполнения топливом и высокой температурой продуктов сгорания.

Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известной ракетной части, содержащей камеру сгорания, включающую корпус, дно, сопло и демпфер, особенность заключается в том, что демпфер выполнен в виде продольно расположенных, скрепленных между собой ребер из термостойкого материала, размещенных у дна камеры сгорания, длина демпфера составляет (0,15…0,30)D, на торцевой поверхности демпфера, обращенной к соплу, размещено кольцо с разностью наружного и внутреннего радиуса (0,20…0,35)D, демпфер и кольцо выполнены из композиционных материалов с высокой поглощающей способностью акустических колебаний, а переднее дно снабжено осевым цилиндрическим выступом, прилегающим к корпусу камеры сгорания, шириной (0,2…0,5)D и внутренним диаметром (0,90…0,97)D, где D - внутренний диаметр корпуса.

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

- выполнения демпфера в виде продольно расположенных, скрепленных между собой ребер из термостойкого материала, размещенных у дна камеры сгорания, с длиной (0,15…0,30)D и, размещения на торцевой поверхности демпфера, обращенной к соплу, кольца, с разностью наружного и внутреннего радиуса (0,20…0,35)D, а также выполнения демпфера и кольца из композиционных материалов с высокой поглощающей способностью акустических колебаний обеспечивается эффективное гашение колебаний различной частоты и направления. За счет размещения демпфера у дна камеры сгорания, где уровень тепловых потоков минимален и выполнения его из термостойких материалов исключается разрушение его в процессе работы ракетной части.

При уменьшении длины демпфера менее 0,15D резко снижается эффективность гашения колебаний. При увеличении указанного размера, свыше 0,30D возрастают габариты демпфера без существенного увеличения эффективности. Наличие у демпфера продольных ребер позволяет эффективно гасить колебания тангенциальной формы. При уменьшении разности наружного и внутреннего радиусов кольца менее 0,20D снижается эффективность гашения колебаний, при увеличении указанной разности свыше 0,35D - нерационально возрастает радиус кольца без существенного увеличения эффективности;

- выполнения дна камеры сгорания с осевым цилиндрическим выступом, прилегающим к корпусу камеры сгорания, шириной (0,2…0,5)D и внутренним диаметром (0,90…0,97)D, где D - внутренний диаметр корпуса, обеспечить в начальный момент работы ракетной части при максимальном давлении в камере сгорания, и радиальной деформации заряда перекрытие канала между зарядом и корпусом камеры сгорания, что исключает возможность распространение акустических колебаний, возникающих в корпусе камеры сгорания к дну, что снижает вероятность резонансных явлений. При этом также исключается горение части поверхности заряда, прилегающей к внутренней поверхности осевого цилиндрического выступа, что снижает максимальное давление в камере сгорания и повышает надежность ее функционирования. При уменьшении ширины осевого выступа менее 0,2D и увеличении внутреннего диаметра свыше 0,97D не обеспечивается перекрытие канала между зарядом и корпусом камеры сгорания. При уменьшении внутреннего диаметра менее 0,90D и увеличении ширины осевого выступа более 0,5 D нерационально возрастают размеры данных элементов.

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 ракетной части, содержащей камеру сгорания, включающую корпус, дно, сопло и демпфер для гашения акустических колебаний, согласно изобретению демпфер выполнен в виде продольно расположенных, скрепленных между собой ребер из термостойкого материала, размещенных у дна камеры сгорания, длина L1 демпфера составляет (0,15…0,30)D, на торцевой поверхности демпфера, обращенной к соплу, размещено кольцо с разностью наружного R_H и внутреннего R_B радиуса (0,20…0,35)D, демпфер и кольцо выполнены из композиционных материалов с высокой поглощающей способностью акустических колебаний, а дно снабжено осевым цилиндрическим выступом, прилегающим к корпусу камеры сгорания, шириной (0,2…0,5) D и внутренним диаметром (0,90…0,97)D, где D - внутренний диаметр корпуса.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг. 1 изображена заявляемая ракетная часть.

Предлагаемая ракетная часть включает дно 1, демпфер 2, кольцо 3, выступ 4, корпус 5, сопло 6. Демпфер 2 выполнен в виде продольно расположенных, скрепленных между собой ребер из термостойкого материала размещенных у дна 1, длина (L₁) демпфера 2 составляет (0,15…0,30) D, на торцевой поверхности демпфера 2, обращенной к соплу 6, размещено кольцо 3 с разностью наружного (R_H) и внутреннего (R_B) радиуса (0,20…0,35)D, демпфер 2 и кольцо 3 выполнены из композиционных материалов с высокой поглощающей способностью акустических колебаний, а дно 1 снабжено осевым цилиндрическим выступом 4, прилегающим к корпусу 5, шириной (L2), равной (0,2…0,5) D и внутренним диаметром (D1), равным (0,90…0,95) D, где D - внутренний диаметр корпуса.

Предложенное устройство работает следующим образом. При запуске ракеты возникают стартовые перегрузки, а в корпусе 5 камеры сгорания при горении заряда в полостях корпуса (осевом канале и промежутке между зарядом и корпусом) формируются акустические колебания, которые взаимодействуя с демпфером 2 и кольцом 3 эффективно гасятся. Кроме того в корпусе 5 в момент воспламенения заряда резко повышается давление, происходит радиальная деформация заряда с перекрытием канала между зарядом, корпусом камеры сгорания 5 и осевым цилиндрическим выступом 4, исключая, тем самым, возможность распространение акустических колебаний из камеры сгорания к дну 1, что снижает вероятность резонансных явлений, одновременно исключается горение части поверхности заряда, прилегающей к внутренней поверхности осевого цилиндрического выступа 4, что позволяет снизить максимальное давление в камере сгорания и повысить тем самым надежность функционирования ракетной части.

Выполнение технического решения в соответствии с изобретением позволило повысить надежность функционирования ракетной части.

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

Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями опытных образцов ракетных частей, выполненных в соответствии с изобретением.

В настоящее время разработана конструкторская документация, намечено серийное производство.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетных снарядах систем залпового огня. Ракетная часть содержит камеру сгорания с корпусом и дном, сопло и демпфер для гашения акустических колебаний. Демпфер выполнен в виде продольно расположенных, скрепленных между собой ребер из термостойкого материала, размещенных у дна камеры сгорания. Длина демпфера составляет (0,15…0,30)D. На торцевой поверхности демпфера, обращенной к соплу, размещено кольцо с разностью наружного и внутреннего радиуса (0,20…0,35)D. Демпфер и кольцо выполнены из композиционных материалов с высокой поглощающей способностью акустических колебаний. Дно снабжено осевым цилиндрическим выступом, прилегающим к корпусу камеры сгорания, шириной (0,2…0,5)D и внутренним диаметром (0,90…0,97)D, где D - внутренний диаметр корпуса. Изобретение позволяет повысить надежность функционирования ракетной части. 1 ил.

Ракетная часть, содержащая камеру сгорания, включающую корпус, дно, сопло и демпфер для гашения акустических колебаний, отличающаяся тем, что демпфер выполнен в виде продольно расположенных, скрепленных между собой ребер из термостойкого материала, размещенных у дна камеры сгорания, длина демпфера составляет (0,15…0,30) D, на торцевой поверхности демпфера, обращенной к соплу, размещено кольцо с разностью наружного и внутреннего радиуса (0,20…0,35) D, демпфер и кольцо выполнены из композиционных материалов с высокой поглощающей способностью акустических колебаний, а дно снабжено осевым цилиндрическим выступом, прилегающим к корпусу камеры сгорания, шириной (0,2…0,5) D и внутренним диаметром (0,90…0,97) D, где D - внутренний диаметр корпуса.