Ракетная часть реактивного снаряда, запускаемого из трубчатой направляющей Российский патент 2023 года по МПК F02K9/97 F42B10/00 

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

Одной из основных задач, возникающих при проектировании ракетных двигателей реактивных снарядов систем залпового огня является обеспечение надежности функционирования ракетной части с использованием высокоэнергетических топлив.

Известна конструкция ракетной части, содержащая блок стабилизаторов, лопасти и сопло (см. книгу Шишков А.А. и др. Рабочие процессы в ракетных двигателях твердого топлива: Справочник. - М.: Машиностроение, 1988. - 240 с.: ил., стр. 10, рис. 1.2).

Таким образом, задачей данного технического решения являлась разработка ракетной части, обеспечивающей функционирование реактивного снаряда на относительно небольшие дальности полета при применении твердых топлив, обладающих относительно невысокими энергетическими характеристиками.

Общими признаками с предлагаемой ракетной частью является наличие блока стабилизаторов, лопастей и сопла.

Вместе с тем, данная конструкция имеет существенный недостаток, заключающийся в невозможности функционирования при условии применения современных высокоэнергетических топлив.

Наиболее близким по технической сути и достигаемому техническому результату является сопловой блок ракетного двигателя твердого топлива с установленным на нем блоком стабилизаторов, содержащего лопасти, основание с пазами, входной и выходной конусы сопла (см. патент РФ №2179651, БИ №5, опубл.20.02.2002 г.), принятый за прототип.

Известное техническое решение работает следующим образом. При движении реактивного снаряда на активном участке траектории возникают значительные тепловые нагрузки на элементы его конструкции. При этом соотношения диаметров, толщины радиального зазора вкладыша и наличие турбулизаторов обеспечивает отсутствие нагрева сопла свыше допускаемых температур, что исключает деформацию соплового блока и, как следствие, обеспечивает требуемые параметры точности и кучности стрельбы реактивными снарядами. Однако, при реализации данного технического решения в ракетных двигателях при использовании современных высокотемпературных топлив возникает проблема с обеспечением надежности функционирования ракетного двигателя. Наличие высоких температур в сопле ракетной части может привести к его деформации, прогару выходного конуса сопла и, как следствие, нарушению его целостности.

Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) является повышение точности и кучности стрельбы реактивными снарядами.

Общими признаками с предлагаемым устройством является наличие блока стабилизаторов, лопастей, основания с пазами на цилиндрической поверхности для фиксации лопастей, входного и выходного конусов сопла.

В отличии от прототипа в предлагаемой ракетной части на основании выполнены одно или более дренажных отверстий, находящихся на расстоянии (0,001…0,08) длины основания от торца основания, суммарная площадь которых составляет (0,001…0,017) площади поверхности выходного конуса сопла, под основанием (от плоскости радиального сечения, проходящего через точку сопряжения критического сечения сопла с выходным конусом до торца основания).

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 надежности функционирования ракетной части с использованием высокоэнергетических топлив.

Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известной ракетной части, содержащей блок стабилизаторов, лопасти, основание с пазами на цилиндрической поверхности для фиксации лопастей, сопло, включающее входной и выходной конусы, отличающийся тем, что на основании выполнены одно или более дренажных отверстий, находящихся на расстоянии (L₁) равном (0,001…0,08) длины основания (L_об) от торца основания, суммарная площадь которых составляет (0,001…0,017) площади поверхности выходного конуса сопла под основанием.

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

- выполнения дренажных отверстий на расстоянии (0,001…0,08) L_об от торца основания - обеспечить надежность функционирования ракетной части после выхода реактивного снаряда из направляющей. Выполнение дренажных отверстий на расстоянии менее 0,001 L_об от торца основания приводит к снижению прочности основания, что, как следствие, может привести к нарушению его целостности в районе торца и, как результат, к снижению надежности функционирования ракетной части после выхода реактивного снаряда из направляющей. Выполнение дренажных отверстий на расстоянии более 0,08 L_об от торца основания приводит к возникновению значительной рециркуляционной зоны, что может привести к нагреву сопла свыше допускаемых температур и, как следствие, к повышению вероятности деформации сопла, что, как результат, приведет к понижению надежности функционирования ракетной части после выхода реактивного снаряда из направляющей.

- выполнения суммарной площади дренажных отверстий (0,001…0,017) площади поверхности выходного конуса сопла под основанием - обеспечить надежность функционирования ракетной части после выхода реактивного снаряда из направляющей. Выполнение суммарной площади дренажных отверстий менее 0,001 площади поверхности выходного конуса сопла под основанием приводит к уменьшению скорости воздушного потока в объеме между основанием и соплом и, как следствие, к увеличению температурного воздействия, действующего на сопло, что может привести к деформации выходного конуса и, как результат, понизить надежность функционирования ракетной части после выхода реактивного снаряда из направляющей. Выполнение суммарной площади дренажных отверстий более 0,017 площади поверхности выходного конуса сопла под основанием приводит к снижению прочности основания, что может привести к нарушению его целостности и, как результат, к снижению надежности функционирования ракетной части после выхода реактивного снаряда из направляющей.

- выполнения одного или более дренажных отверстий на основании- обеспечить надежное функционирование ракетной части после выхода реактивного снаряда из направляющей. Отсутствие дренажных отверстий на основании может, при использовании высокоэнергетических топлив, привести к избыточному нагреву внешней поверхности выходного конуса сопла и, как следствие, к повышению вероятности деформации выходного конуса, и, соответственно, к снижению надежности функционирования ракетной части после выхода реактивного снаряда из направляющей.

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 известной ракетной части, содержащей блок стабилизаторов, лопасти, основание с пазами на цилиндрической поверхности для фиксации лопастей, сопло, включающее входной и выходной конусы, отличающийся тем, что на основании выполнены одно или более дренажных отверстий, находящихся на расстоянии (0,001…0,08) длины основания (L_об) от торца основания, суммарная площадь которых составляет (0,001…0,017) площади поверхности выходного конуса сопла под основанием.

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

Предлагаемая ракетная часть содержит блок стабилизаторов 1, лопасти 2, основание 3 с пазами 4 на цилиндрической поверхности для фиксации лопастей, сопло 5, включающее входной 6 и выходной 7 конусы, на основании выполнены одно или более дренажных отверстий 8, находящихся на расстоянии (0,001…0,08) длины основания (L_об) от торца основания, суммарная площадь которых составляет (0,001…0,017) площади поверхности выходного конуса сопла под основанием.

Предложенная ракетная часть работает следующим образом. После запуска ракетного двигателя на сопло 5 ракетной части воздействуют высокотемпературные потоки продуктов сгорания. После выхода реактивного снаряда из направляющей набегающий поток наружного холодного воздуха поступает через пазы в основании 4 и обеспечивает охлаждение выходного конуса сопла 7. За счет оттока нагретого воздуха через дренажные отверстия 8, расположенных на расстоянии (0,001…0,08) длины основания 3 от торца основания 3, суммарной площади (0,001…0,017) площади поверхности выходного конуса сопла 7 под основанием 3 и выполнения одного или более дренажных отверстий 8 на основании 3 обеспечиваются требуемые параметры воздухообмена в объеме между основанием и соплом, что, как результат приводит к эффективному охлаждению выходного конуса 7 сопла 5 и, как следствие, к надежному функционированию ракетной части после выхода реактивного снаряда из направляющей.

Выполнение ракетной части в соответствии с изобретением позволило обеспечить надежность функционирования ракетной части с использованием высокоэнергетических топлив за счет эффективного охлаждения выходного конуса сопла.

Изобретение может быть использовано при разработке различных РДТТ, использующихся в реактивных снарядах систем залпового огня.

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 блок стабилизаторов, лопасти, основание с пазами на цилиндрической поверхности для фиксации лопастей, сопло, включающее входной и выходной конусы, согласно изобретению, на основании выполнены одно или более дренажных отверстий, находящихся на расстоянии (0,001…0,08) длины основания (L_об) от торца основания, суммарная площадь которых составляет (0,001…0,017) площади поверхности выходного конуса сопла под основанием. Изобретение обеспечивает повышение надежности функционирования ракетной части с использованием высокоэнергетических топлив за счет эффективного охлаждения выходного конуса сопла. 1 ил.

Ракетная часть реактивного снаряда, запускаемого из трубчатой направляющей, содержащая блок стабилизаторов, лопасти, основание с пазами на цилиндрической поверхности для фиксации лопастей, сопло, включающее входной и выходной конусы, отличающаяся тем, что на основании выполнены одно или более дренажных отверстий, находящихся на расстоянии (0,001…0,08) L_об от торца основания, суммарная площадь которых составляет (0,001…0,017) S, где

S - площадь поверхности выходного конуса сопла под основанием,

L_об - длина основания.