Корпус ракетной части реактивного снаряда Российский патент 2023 года по МПК F42B15/00 

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

К числу основных задач, решаемых при создании корпусов двухрежимных двухкамерных ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ) является обеспечение стабильности характеристик и надежности работы.

Известны конструкции корпуса РДТТ, содержащие стартовую и маршевую камеры сгорания, диафрагму с газоводами каждый из которых снабжен отделяющейся мембраной с отверстиями и сопло (см. патент РФ №2390646, БИ №15, опубл. 27.05.2010 г.).

Задачей данного технического решения являлось создание конструкции двухрежимных РДТТ.

Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией является наличие стартовой и маршевой камеры сгорания, диафрагмы с газоводами, с мембранами и соплом.

Однако данная конструкция имеет недостаток, заключающихся в больших потерях полного давления при истечении продуктов сгорания через мембрану малого диаметра ориентированную в различных направлениях, что приводит к разбросу давления и снижению стабильности характеристик.

Наиболее близкой по технической сути к достигаемому результату является корпус РДТТ, содержащий стартовую и маршевую камеры сгорания, диафрагму с газоводами с мембранами и сопло (см. РДТТ, патент РФ 2687500), принятый за прототип.

Известный РДТТ работает следующим образом. После прорыва мембраны периферийных и осевого газоводов продукты сгорания движутся через газовод большого проходного сечения, ориентированного по направлению к соплу, что резко снижает потери и разброс давления чем достигается стабильность характеристик. Однако, как показали теоретические и экспериментальные исследования, при больших значениях секундномассового расхода через газоводы диафрагмы большая часть потока продуктов сгорания в области диафрагмы движется в радиальном направлении к обечайке маршевой камеры сгорания, резко разворачивается и втекает в периферийные газоводы. Такой характер течения сопровождается турбулизацией потока и резкой интенсификацией теплообмена в области газоводов, особенно у внешней поверхности газоводов, обращенной к обечайке стартовой камеры сгорания, что приводит к интенсивному уносу теплозащитного материала данной поверхности и демонтажу РДТТ.

Таким образом задачей данного технического решения (прототипа) являлось создание конструкции РДТТ, обеспечивающей стабильность характеристик и надежность работы, при невысоких значениях секундно-массового расхода через газоводы диафрагмы.

Общими признаками с предлагаемым устройством является наличие в корпусе стартовой и маршевой камеры сгорания, диафрагмы с осевым и периферийными газоводами с мембранами и сопло.

В отличии от прототипа площадь проходного сечения осевого газовода составляет не менее 0,1 суммарной площади проходного сечения газоводов, при этом толщины теплозащитного покрытия поверхностей периферийных газоводов, обращенных к обечайке стартовой камеры сгорания, составляет 1,5…3,0 толщины теплозащитного покрытия боковых и внутренних поверхностей периферийных газоводов.

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 предполагаемого изобретения является повышение стабильности характеристик и надежности работы.

Указанный технический результат достигается тем, что в известном РДТТ содержащем стартовую и маршевую камеры сгорания, диафрагму с осевым и периферийными газоводами с мембранами и сопло, отличающимся тем, что в нем площадь проходного сечения осевого газовода составляет не менее 0,1 суммарной площади проходного сечения газоводов, при этом толщины теплозащитного покрытия поверхностей периферийных газоводов, обращенных к обечайке стартовой камеры сгорания, составляет 1,5…3,0 толщины теплозащитного покрытия боковых и внутренних поверхностей периферийных газоводов.

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

- площади проходного сечения осевого газовода не менее 0,1 суммарной площади проходного сечения газоводов, обеспечить снижение доли продуктов сгорания, втекающих в периферийные газоводы, что снижает тепловую нагрузку на периферийные газоводы.

- за счет толщины теплозащитного покрытия поверхностей периферийных газоводов, обращенных к обечайке стартовой камеры сгорания, составляющей 1,5…3,0 толщины теплозащитного покрытия боковых и внутренних поверхностей периферийных газоводов исключить возможность локального уноса теплозащитного материала поверхности периферийных газоводов, обращенных к области стартовой камеры сгорания, а, следовательно, демонтаж корпуса.

Признаки, отличающие предлагаемое техническое решение от прототипа, не выявлены в других технических решениях и неизвестны 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 корпус ракетной части, содержащий стартовую и маршевую камеры сгорания, диафрагму с осевым и периферийными газоводами с мембранами и сопло, отличающийся тем, что в нем площадь проходного сечения осевого газовода составляет не менее 0,1 суммарной площади проходного сечения газоводов, при этом толщины теплозащитного покрытия поверхностей периферийных газоводов, обращенных к обечайке стартовой камеры сгорания, составляет 1,5….3,0 толщины теплозащитного покрытия боковых и внутренних поверхностей периферийных газоводов согласно изобретению.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг. 1 изображен предлагаемый корпус, который содержит маршевую камеру сгорания 1 с обечайкой 2, диафрагму 3, теплозащитное покрытие 4 периферийные газоводы 5, обращенные к обечайке 6 стартовой камеры сгорания 7, теплозащитное покрытие 8 внутренней поверхности газовода 5, осевой газовод 9, сопло 10, мембрану 11. Площадь проходного сечения газовода 9 составляет не менее 0,1 суммарной площади газоводов 5 и 9, толщина теплозащитного покрытия 4 составляет 1,5…3,0 толщины теплозащитного покрытия 8.

Предложенное устройство работает следующим образом. При функционировании корпуса после разрушения мембраны 11 продукты сгорания движутся к диафрагме 3, проходят через газоводы 5 и 9 и истекают через сопло 10. При этом часть газового потока движется в радиальном направлении, разворачивается у обечайки 2 в противоположном направлении и втекает в газоводы 5 с высоким уровнем турбулентности и значением коэффициента конвективной теплоотдачи, что приводит к уносу покрытия 4. За счет выбранного соотношения площадей проходного сечения газовода 3 и суммарного площади газоводов 3 и 5 обеспечивается снижение расхода через газовод 5, и как следствие снижается коэффициент конвективной теплоотдачи, а за счет локального увеличения толщины теплозащитного покрытия 4 исключается прогар диафрагмы 3 и демонтаж корпуса, чем в совокупности достигается повышение надежности работы и стабильность характеристик.

Выполнение РДТТ в соответствии с изобретением позволило обеспечить надежное функционирование РДТТ.

Изобретение может быть использовано при разработке различных РДТТ.

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

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в реактивных снарядах. Корпус ракетной части содержит стартовую (7) и маршевую (1) камеры сгорания с обечайками (2) и (6), диафрагму (3) с осевым (9) и периферийными (5) газоводами с мембранами и сопло. Площадь проходного сечения осевого газовода составляет не менее 0,1 суммарной площади проходного сечения газоводов. Толщина теплозащитного покрытия поверхностей периферийных газоводов, обращенных к обечайкам (2) и (6) камер сгорания, составляет 1,5…3,0 толщины теплозащитного покрытия боковых и внутренних поверхностей периферийных газоводов. Обеспечивается повышение стабильности характеристик и надежности работы. 1 ил.

Корпус ракетной части, содержащий стартовую и маршевую камеры сгорания с обечайками, диафрагму с осевым и периферийными газоводами с мембранами и сопло, отличающийся тем, что в нем площадь проходного сечения осевого газовода составляет не менее 0,1 суммарной площади проходного сечения газоводов, при этом толщина теплозащитного покрытия поверхностей периферийных газоводов, обращенных к обечайке стартовой камеры сгорания, составляет 1,5…3,0 толщины теплозащитного покрытия боковых и внутренних поверхностей периферийных газоводов.