Ракетная часть реактивного снаряда, запускаемого из трубчатой направляющей Российский патент 2023 года по МПК F02K9/97 F02K9/32 

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 корпус, дно и хвостовой блок (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, вращение которого осуществляется за счет выполнения косопоставленных сопел, при применении металлизированных твердых топлив, с низким содержанием металлов, обладающих относительно невысокими энергетическими характеристиками.

Общими признаками с предлагаемой ракетной частью является наличие корпуса, дна и хвостового блока.

Вместе с тем, данная конструкция имеет существенный недостаток, так как для придания реактивному снаряду вращения в ракетной части выполнен ряд косопоставленных сопел что, как следствие, привело к значительным потерям полного импульса.

Наиболее близким по технической сути и достигаемому техническому результату является ракетная часть реактивного снаряда, содержащая корпус, дно, сопло, хвостовой блок и косопоставленные 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 при обтекании лопаток продуктами сгорания создается вращающий момент. Однако, при использовании современных высокоэнергетических топлив, с высоким содержанием металлизированного компонента данная конструкция имеет недостаток, заключающийся в значительном уносе материала лопаток при их взаимодействии с потоком, содержащем конденсированную фазу, что приводит к нарушению их целостности и, тем самым, к снижению требуемых параметров вращения реактивного снаряда и, соответственно, к увеличению технического рассеивания.

Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) является увеличение энергетических характеристик.

Общими признаками с предлагаемым устройством является наличие корпуса, дна, сопла, хвостового блока, сопловых вкладышей и косопоставленных лопаток.

В отличие от прототипа, вкладыш входного конуса выполнен с углом конусности (α), равным (7…18°), и снабжен цилиндрическим участком с диаметром (D₁) (0,71…1,6) D_кр и длиной (L₁) (0,11…0,72) D_кр, а вкладыш выходного конуса выполнен, соответственно, с углом конусности (β), равным (11…24°), и снабжен цилиндрическим участком с диаметром (D₂) (0,7…1,8) D_кр и длиной (L₂) (0,3…1,1) D_кр, а входной и выходной конусы, в частных случаях, снабжены вкладышами из материала с низкой теплопроводностью.

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 за счет сохранения энергетических характеристик, а также уменьшения степени уноса материала лопаток.

Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известной ракетной части, содержащей корпус, дно, хвостовой блок, сопло, включающее входной и выходной конусы с вкладышами, причем вкладыш входного конуса выполнен с углом конусности, равным (7…18°), и снабжен цилиндрическим участком с диаметром (0,71…1,6) D_кр и длиной (0,11…0,72) D_кр, а вкладыш выходного конуса выполнен, соответственно, с углом конусности, равным (11…24°), и снабжен цилиндрическим участком с диаметром (0,7…1,8) D_кр и длиной (0,3…1,1) D_кр, а входной и выходной конусы, в частных случаях, снабжены вкладышами из материала с низкой теплопроводностью.

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

- наличия во вкладыше входного конуса конического участка с углом конусности, равным (7…18°), - обеспечить повышение надежности функционирования ракетной части с использованием высокоэнергетических топлив, а также снизить потери энергетических характеристик при прохождении цилиндрического участка, за счет снижения уровня турбулизации потока при входе в цилиндрический участок. При расположении во вкладыше входного конуса конического участка с углом конусности менее 7°, происходит сужение проходного сечения сопла, что приводит к высоким потерям энергетических характеристик. При расположении во вкладыше входного конуса конического участка с углом конусности более 18° возникает застойная зона в конце участка, что приводит к значительному уносу материала вкладыша, нарушению его целостности и, как следствие, к повышению вероятности прогара сопла, что, как результат, приводит к ненадежному функционированию ракетной части;

- выполнения во вкладышах входного и выходного конусов цилиндрических участков диаметром (0,71…1,6) D_кр и (0,7…1,8) D_кр, соответственно - обеспечить сохранение энергетических характеристик, стабилизацию профиля потока продуктов сгорания и уменьшение площади взаимодействия конденсированной фазы с лопатками что, как следствие, приведет к уменьшению степени уноса материала лопаток и, как результат, к повышению надежности функционирования ракетной части с использованием высокоэнергетических топлив. При расположении во вкладышах входного и выходного конусов цилиндрических участков с диаметром менее 0,71 D_кр и менее 0,7 D_кр, соответственно, за счет сужения проходного сечения газа, возрастают потери энергетических характеристик. При расположении во вкладышах входного и выходного конусов цилиндрических участков с диаметром более 1,6 D_кр и более 1,8 D_кр, соответственно, приводит к уменьшению толщины вкладышей, при этом воздействие потока продуктов сгорания и конденсированной фазы, может привести к нарушению их целостности, прогару сопла и, как следствие, к снижению надежности функционирования ракетной части при использовании высокоэнергетических топлив;

- выполнение во вкладышах входного и выходного конусов цилиндрических участков длиной (0,11…0,72) D_кр и (0,3…1,1) D_кр, соответственно - обеспечить сохранение энергетических характеристик, стабилизацию профиля скорости потока продуктов сгорания что, тем самым, приведет к уменьшению уноса материала лопаток, за счет снижения концентрации конденсированной фазы и, соответственно, к повышению надежности функционирования ракетной части с использованием высокоэнергетических топлив. Расположение во вкладышах входного и выходного конусов цилиндрических участков длиной менее 0,11 D_кр и 0,3 D_кр, соответственно, приведет к возрастанию степени турбулизации потока продуктов сгорания на этих участках, что, как следствие, приведет к потерям энергетических характеристик, а также к увеличению воздействия конденсированной фазы на лопатки при выходе потока из конического участка вкладыша выходного конуса сопла и, как следствие, к снижению надежности функционирования ракетной части с использованием высокоэнергетических топлив. За счет расположения во вкладыше входного и выходного конусов цилиндрических участков длиной более 0,72 D_кр и 1,1 D_кр, соответственно, приведет к формированию внутреннего профиля сопла с небольшой степенью расширения, что приведет к понижению энергетических характеристик;

- выполнения во вкладыше выходного конуса конического участка с углом конусности, равным (11…24°), - обеспечить сохранение энергетических характеристик и изменение направления потока продуктов сгорания, его расширение и, соответственно, снижение концентрации конденсированной фазы, что позволит уменьшить ее влияние на лопатки, и, тем самым, приведет к уменьшению степени уноса материала лопаток, что, как результат, повысит надежность функционирования ракетной части с использованием высокоэнергетических топлив. За счет выполнения угла конусности менее 11° уменьшается площадь выходного сечения конического участка вкладыша, что, соответственно, снижает степень расширения сопла, ведет к снижению энергетических характеристик ракетной части. Выполнение во вкладыше выходного конуса конического участка с углом конусности более 24° приводит к увеличению концентрации конденсированной фазы, взаимодействующей с лопатками, и, соответственно, к значительному уносу материала лопаток, нарушению их целостности и, тем самым, снижает ненадежность функционирования ракетной части при использовании высокоэнергетических топлив.

В частных случаях, то есть в конкретных формах исполнения:

- снабжения входного и выходного конусов сопла вкладышами из материала с низкой теплопроводностью - обеспечить их целостность в течение времени работы двигателя, что повысит надежность функционирования ракетной части с использованием высокоэнергетических топлив.

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, дно, хвостовой блок, сопло, включающее входной и выходной конусы с вкладышами, причем вкладыш входного конуса выполнен с углом конусности, равным (7…18°), и снабжен цилиндрическим участком с диаметром (0,71…1,6) D_кр и длиной (0,11…0,72) D_кр, а вкладыш выходного конуса выполнен, соответственно, с углом конусности, равным (11…24°), и снабжен цилиндрическим участком с диаметром (0,7…1,8) D_кр и длиной (0,3…1,1) D_кр. В частном случае, входной и выходной конусы снабжены вкладышами из материала с низкой температурой теплопроводности.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг. 1 изображена предлагаемая ракетная часть, а на фиг. 2 - область сопла с коническими и цилиндрическими участками вкладышей.

Предлагаемая ракетная часть содержит корпус 1, дно 2, хвостовой блок 3, сопло 4, включающее входной 5 и выходной 6 конусы с вкладышами, причем вкладыш выходного конуса 9 снабжен косопоставленными лопатками 7, вкладыш входного конуса 8 выполнен с углом конусности, равным (7…18°), и снабжен цилиндрическим участком с диаметром (0,71…1,6) D_кр и длиной (0,11…0,72) D_кр, а вкладыш выходного конуса 9 выполнен, соответственно, с углом конусности, равным (11…24°), и снабжен цилиндрическим участком с диаметром (0,7…1,8) D_кр и длиной (0,3…1,1) D_кр.

В частном случае, входной 5 и выходной 6 конусы снабжены вкладышами из материала с низкой теплопроводностью.

Предложенная ракетная часть работает следующим образом. После запуска ракетного двигателя поток продуктов сгорания подают в сопло 4. В процессе движения продуктов сгорания по коническому участку входного конуса 5 сопла 4 снижается уровень турбулизации потока. При прохождении потока продуктов сгорания цилиндрических участков входного 8 и выходного 9 вкладышей сопла 4, обеспечивается выравнивание потока продуктов сгорания, увеличение концентрации конденсированной фазы по центру потока и снижение ее концентрации по периферии, что позволяет уменьшить площадь взаимодействия конденсированной фазы с лопатками 7. После входа потока продуктов сгорания в конический участок вкладыша выходного конуса 8 сопла 4 обеспечивается изменение направления потока продуктов сгорания, его расширение и, соответственно, снижение концентрации конденсированной фазы и, как следствие, уменьшение уноса материала лопаток 7 и, тем самым, обеспечивается надежное функционирование ракетной части.

В частных случаях исполнения, снабжение входного 5 и выходного 6 конусов сопла вкладышами из материала с низкой теплопроводностью - обеспечивает уменьшение уноса материала лопаток 7 и, как следствие, повышение надежности функционирования ракетной части с использованием высокоэнергетических топлив.

Выполнение ракетной части в соответствии с изобретением позволило обеспечить надежное функционирование ракетной части с использованием высокоэнергетических топлив за счет сохранения энергетических характеристик, а также уменьшения степени уноса материала лопаток.

Изобретение может быть использовано при разработке различных РДТТ, запускаемых из трубчатых направляющих.

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 содержит корпус, дно, хвостовой блок, сопло, включающее входной и выходной конусы с вкладышами, причем вкладыш входного конуса выполнен с углом конусности, равным (7…18°), и снабжен цилиндрическим участком с диаметром (0,71…1,6) D_кр и длиной (0,11…0,72) D_кр, а вкладыш выходного конуса выполнен, соответственно, с углом конусности, равным (11…24°), и снабжен цилиндрическим участком с диаметром (0,7…1,8) D_кр и длиной (0,3…1,1) D_кр. В частном случае, входной и выходной конусы снабжены вкладышами из материала с низкой температурой теплопроводности. Изобретение обеспечивает повышение надежности функционирования ракетной части с использованием высокоэнергетических топлив за счет сохранения энергетических характеристик, а также уменьшения степени уноса материала лопаток. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Ракетная часть реактивного снаряда, запускаемого из трубчатой направляющей, содержащая корпус, дно, хвостовой блок, сопло, включающее входной и выходной конусы с вкладышами, причем вкладыш выходного конуса снабжен косопоставленными лопатками, отличающаяся тем, что вкладыш входного конуса выполнен с углом конусности (α), равным (7…18°), и снабжен цилиндрическим участком с диаметром (D₁) (0,71…1,6) D_кр и длиной (L₁) (0,11…0,72) D_кр, а вкладыш выходного конуса выполнен, соответственно, с углом конусности (β), равным (11…24°), и снабжен цилиндрическим участком с диаметром (D₂) (0,7…1,8) D_кр и длиной (L₂) (0,3…1,1) D_кр, где

D_кр - диаметр критического сечения сопла.

2. Ракетная часть реактивного снаряда по п. 1, отличающаяся тем, что входной и выходной конусы снабжены вкладышами из материала с низкой теплопроводностью.