Ракетная часть вращающегося реактивного снаряда, запускаемого из гладкоствольной трубчатой направляющей Российский патент 2023 года по МПК F02K9/97 F42B10/30 

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

Одной из основных задач, возникающих при проектировании ракетных частей реактивных снарядов систем залпового огня, является обеспечение вращения снаряда в процессе функционирования при скоростях полета не обеспечивающих аэродинамическую закрутку, снижение газодинамического эксцентриситета, а также повышение надежности работы в процессе функционирования и обеспечение требуемых параметров вращения.

Известна конструкция ракетной части, содержащая корпус, сопло и ведущий штифт, за счет которого осуществляется вращение реактивного снаряда при движении по направляющей с винтовым пазом (см. книгу БМ-21 Техническое описание и инструкция по эксплуатации. - М.: Военное издательство МО СССР 1977 г, с. 74-75).

Таким образом, задачей данного технического решения являлась разработка ракетной части, обеспечивающей вращение реактивного снаряда после схода с направляющей.

Общими признаками с предлагаемой ракетной частью является наличие корпуса и сопла.

Вместе с тем, данная конструкция имеет существенный недостаток, заключающийся в том, что в процессе схода снаряда с направляющей при взаимодействии штифта с направляющей возможны значительные начальные возмущения ухудшающие характеристики стрельбы.

Наиболее близкой по технической сути и достигаемому техническому результату является ракетная часть, содержащая корпус, камеру сгорания и сопло, на внутренней поверхности выходного конуса сопла которого расположены лопатки (см. патент РФ №2559657, БИ №22, опубл. 10.08.2015 г.), принятая за прототип.

Известная ракетная часть работает следующим образом. При работе ракетной части продукты сгорания движутся по соплу, при этом в выходном конусе сопла при обтекании лопаток создается вращающий момент. Однако, при использовании современных высокоэнергетических топлив данная конструкция имеет недостаток, заключающийся в увеличении газодинамического эксцентриситета, за счет неопределенности места расположения лопаток относительно среза и критического сечения сопла, а также не обеспечивает надежность работы и требуемые параметры вращения.

Как показали теоретические и экспериментальные исследования для современных реактивных снарядов реактивных систем залпового огня с высокоэнергетическими топливами, применение данной конструкции, при осуществлении процесса закрутки реактивного снаряда в направляющей, при наличии неопределенности места расположения лопаток относительно критического сечения сопла и среза сопла, в условиях экстремального теплового воздействия и высоких сверхзвуковых скоростей газового потока с высоким содержанием конденсированной фазы, приводит к возникновению значительных начальных возмущений и, как следствие, к высокому газодинамическому эксцентриситету, а также к значительному снижению требуемых параметров вращения реактивного снаряда.

Более того, на участке, ограниченном торцом лопаток и выходным сечением сопла, в месте сопряжения торца лопаток с теплозащитным покрытием, при применении современных высокоэнергетических топлив образуется зона повышенной интенсивности теплообмена (рециркуляционная зона). Данная особенность приводит к значительному тепловому нагружению материала теплозащитного покрытия, что в ряде случаев приводило к прогару.

Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) является создание ракетной части, обеспечивающей снижение технического рассеивания.

Общими признаками с предлагаемым устройством является наличие в ракетной части корпуса, хвостового (соплового) блока, и лопаток.

В отличии от прототипа в предлагаемой ракетной части точка сопряжения лопатки и выходного конуса сопла расположена на расстоянии 1,0…1,45 диаметра критического сечения сопла от начала расширяющегося участка выходного конуса сопла, при этом максимальная высота лопаток составляет 0,07…0,12 диаметра выходного сечения сопла, а толщина теплозащитного покрытия на участке, ограниченном торцом лопаток и выходным сечением сопла, составляет 0,013…0,104 внутреннего диаметра камеры сгорания.

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 обеспечение требуемых параметров вращения реактивного снаряда, снижение газодинамического эксцентриситета и повышение надежности функционирования.

Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известной ракетной части, содержащей корпус, камеру сгорания, сопло и лопатки, особенность заключается в том, что точка сопряжения лопатки и выходного конуса сопла расположена на расстоянии 1,0…1,45 диаметра критического сечения сопла от начала расширяющегося участка выходного конуса сопла, при этом максимальная высота лопаток составляет 0,07…0,12 диаметра выходного сечения сопла, а толщина теплозащитного покрытия на участке ограниченном торцом лопаток и выходным сечением сопла составляет 0,013…0,104 внутреннего диаметра камеры сгорания.

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

- расположение точки сопряжения лопатки и выходного конуса сопла на расстоянии 1,0…1,45 D_кр от начала расширяющегося участка выходного конуса сопла - обеспечить заданную геометрию входной части лопаток и, как следствие, требуемый профиль лопаток в процессе работы ракетного двигателя. При расстоянии менее 1,0 D_кр под воздействием высокотемпературных потоков интенсифицируется выгорание лопаток, что оказывает влияние на параметры вращения реактивного снаряда. При расстоянии более 1,45 D_кр из-за значительного увеличения скорости сверхзвукового потока возрастает вероятность преждевременного разрушения лопаток и, как следствие, повышается газодинамический эксцентриситет;

- выполнения лопаток с максимальной высотой 0,07…0,12 D_вых - задать вращающий момент, позволяющий обеспечить требуемые параметры вращения реактивного снаряда. При уменьшении высоты лопаток менее 0,07 D_вых не обеспечиваются требуемые параметры вращения реактивного снаряда за счет снижения вращающего момента. При выполнении высоты лопаток более 0,12 D_вых возрастает пассивная масса, а также увеличиваются потери энергии на трение, что приводит к снижению энергетических характеристик;

- выполнения толщины теплозащитного материала 0,013…0,104 D_вн - обеспечить требуемую защиту от воздействия сверхзвукового потока продуктов сгорания на участке ограниченном торцом лопаток и выходным сечением сопла, тем самым повысив надежность работы. При выполнении толщины теплозащитного покрытия менее 0,013 D_вн возрастает вероятность прогара корпуса выходного конуса сопла. Выполнение толщины теплозащитного покрытия более 0,104 D_вн приводит к увеличению пассивной массы, а также к снижению степени расширения сопла и, как следствие, к потере тяги;

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 в ракетной части, содержащей корпус, камеру сгорания, сопло и лопатки, в которой, согласно изобретению, точка сопряжения лопатки и выходного конуса сопла расположена на расстоянии 1,0…1,45 диаметра критического сечения сопла от начала расширяющегося участка выходного конуса сопла, при этом максимальная высота лопаток составляет 0,07…0,12 выходного сечения сопла, а толщина теплозащитного покрытия на участке ограниченном торцом лопаток и выходным сечением сопла составляет 0,013…0,104 внутреннего диаметра камеры сгорания.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг. 1 изображена предлагаемая ракетная часть, а на фиг. 2 - участок выходного конуса сопла с теплозащитным покрытием, ограниченный торцом лопаток и выходным сечением сопла.

Предлагаемая ракетная часть содержит камеру сгорания 1, корпус 2, сопло 3 и лопатки 4. Лопатки 4 размещены на участке сопла 3, причем точка сопряжения лопаток и выходного конуса сопла 3 расположена на расстоянии не менее 1,0 диаметра критического сечения сопла 3 от начала расширяющегося участка выходного конуса сопла 3 (L₁) и не более 1,45 диаметра критического сечения сопла 3 от начала расширяющегося участка выходного конуса сопла 3. Толщина теплозащитного покрытия (δ) на участке ограниченном торцом лопаток 4 и выходным сечением сопла 3 составляет 0,013…0,104 внутреннего диаметра камеры сгорания 1, а максимальная высота лопаток 4 (h) составляет 0,07…0,12 диаметра выходного сечения сопла 3.

Предложенная ракетная часть работает следующим образом. После запуска ракетного двигателя высокотемпературный поток из камеры сгорания 1 подают на лопатки 4, расположенные в сопле 3, в процессе взаимодействия, с которыми создают вращающий момент и обеспечивают требуемые параметры вращения реактивного снаряда. За счет размещения точки сопряжения лопатки 4 и выходного конуса сопла 3, на расстоянии 1,0…1,45 диаметра критического сечения сопла 3 от начала расширяющегося участка выходного конуса сопла обеспечивают требуемые параметры изменения профиля лопаток 4 во время работы ракетной части. За счет выполнения толщины теплозащитного покрытия на участке ограниченном торцом лопаток 4 и выходным сечением сопла 3 равной 0,013…0,104 внутреннего диаметра камеры сгорания 1 и максимальной высоты лопаток 4 равной 0,07…0,12 диаметра выходного сечения сопла 3 обеспечивают безотказное функционирование ракетной части в течении всего времени работы.

Выполнение ракетной части в соответствии с изобретением позволило уменьшить газодинамический эксцентриситет, повысить надежность работы, а также обеспечить требуемые параметры вращения реактивного снаряда.

Изобретение может быть использовано при разработке различных РДТТ запускаемых из гладкоствольной трубчатой направляющей.

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

В настоящее время разработана конструкторская документация, намечено серийное производство.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в реактивных снарядах. Ракетная часть, содержащая корпус, камеру сгорания, сопло и лопатки, в которой, согласно изобретению, точка сопряжения лопатки и выходного конуса сопла расположена на расстоянии 1,0…1,45 диаметра критического сечения сопла от начала расширяющегося участка выходного конуса сопла, при этом максимальная высота лопаток составляет 0,07…0,12 выходного сечения сопла, а толщина теплозащитного покрытия на участке, ограниченном торцом лопаток и выходным сечением сопла, составляет 0,013…0,104 внутреннего диаметра камеры сгорания. Изобретение обеспечивает уменьшение газодинамического эксцентриситета, повышение надежности работы. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Ракетная часть вращающегося реактивного снаряда, запускаемого из гладкоствольной трубчатой направляющей, содержащая корпус, камеру сгорания, сопло и лопатки, отличающаяся тем, что точка сопряжения лопатки и выходного конуса сопла расположена на расстоянии, удаленном на 1,0…1,45 D_кр от начала расширяющегося участка выходного конуса сопла, при этом максимальная высота лопаток составляет 0,07…0,12 D_вых, где

D_кр - диаметр критического сечения сопла;

D_вых - диаметр выходного сечения сопла.

2. Ракетная часть вращающегося реактивного снаряда по п. 1, отличающаяся тем, что толщина теплозащитного покрытия на участке, ограниченном торцом лопаток и выходным сечением сопла, составляет 0,013…0,104 D_вн, где

D_вн - внутренний диаметр камеры сгорания.