Ракетная часть реактивного снаряда Российский патент 2024 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 повышения надежности функционирования ракетной части в процессе выхода на режим.

Известна конструкция ракетной части, содержащая корпус, камеру сгорания, манжету с юбкой и вкладыш (см. книгу Фартхудинов И.Х., Котельников А.В. «Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива: Учебник для машиностроительных вузов. - М.: Машиностроение, 1987. -328 с.: ил, стр. 268, рис. 10.8).

Таким образом, задачей данного технического решения являлась разработка ракетной части, обеспечивающей функционирование заряда твердого топлива в процессе эксплуатации.

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

Вместе с тем, данная конструкция имеет существенный недостаток, заключающийся в невозможности применения при условии установки воспламенительного устройства в сопле.

Наиболее близким по технической сути и достигаемому техническому результату является ракетная часть, содержащий корпус, заряд твердого топлива, манжету с конической юбкой, сопло и воспламенительное устройство (см. патент РФ №2623373, БИ №18, опубл. 26.06.2017 г.), принятый за прототип.

Известная ракетная часть работает следующим образом. После зажжения заряда твердого топлива и схода реактивного снаряда с направляющей участок заряда твердого топлива за счет центробежных сил деформируется в направлении переднего дна. За счет выбранного расстояния между манжетой с конической юбкой и передним дном, соотношения углов и длин обеспечивается контакт манжеты и переднего дна, а также требуемые параметры функционирования заряда твердого топлива в течении всего времени работы ракетного двигателя.

Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) является обеспечение надежности функционирования ракетного двигателя в течение всего времени его работы.

Общими признаками с предлагаемым устройством является наличие в ракетной части корпуса, заряда твердого ракетного топлива, сопла, манжеты с конической юбкой, обращенной к входному конусу сопла, вкладыша входного конуса сопла и воспламенительного устройства.

В отличии от прототипа в предлагаемой ракетной части юбка выполнена с углом конусности равным (0,45…1,3) угла конусности вкладыша над юбкой, наружный диаметр юбки составляет (0,75…0,99) наружного диаметра манжеты, причем толщину юбки выбирают равной (0,007…0,045) наружного диаметра манжеты, а расстояние от воспламенительного устройства до торца манжеты составляет (0,45…1,95) наружного диаметра манжеты, причем манжета выполнена из материала с заданными параметрами прочности растяжения.

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 повышения надежности функционирования ракетной части в процессе выхода на режим в условиях эксплуатации в заданном температурном диапазоне.

Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известной ракетной части, содержащей корпус, заряд твердого ракетного топлива, сопло, манжету с конической юбкой, обращенной к входному конусу сопла, вкладыш входного конуса сопла и воспламенительное устройство, отличающаяся тем, что юбка выполнена с углом конусности (α) равным (0,45…1,3) угла конусности вкладыша над юбкой (ϕ), наружный диаметр юбки (D_кн) составляет (0,75…0,99) наружного диаметра манжеты (D_мн), причем толщину юбки (δ) выбирают равной (0,007…0,045) наружного диаметра манжеты, а расстояние (L) от воспламенительного устройства до торца манжеты составляет (0,45…1,95) наружного диаметра манжеты, причем манжета выполнена из материала с заданными параметрами прочности растяжения.

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

- выполнения юбки с углом конусности равным (0,45…1,3) угла конусности вкладыша над юбкой, а также наружного диаметра юбки (0,75…0,99) наружного диаметра манжеты - обеспечить повышение надежности функционирования ракетной части в процессе выхода на режим. Выполнение юбки с углом конусности менее 0,45 угла конусности вкладыша над юбкой, а также наружного диаметра юбки более 0,99 наружного диаметра манжеты приводит к уменьшению расстояния от наружного диаметра юбки до вкладыша над юбкой и, как результат, к увеличению нагрузок, действующих на заряд твердого топлива при взаимодействии манжеты с вкладышем в процессе выхода на режим, что может привести к нарушению целостности заряда твердого топлива и, соответственно, к снижению надежности функционирования ракетной части. Выполнение юбки с углом конусности более 1,3 угла конусности вкладыша над юбкой, а также наружного диаметра юбки менее 0,75 наружного диаметра манжеты приведет к увеличению расстояния от наружного диаметра юбки до вкладыша над юбкой в процессе выхода на режим и, как результат, к уменьшению площади контакта вкладыша и манжеты при их взаимодействии, что приведет к неравномерному распределению нагрузок, действующих на заряд твердого топлива и возрастанию вероятности разрушения целостности заряда и, как следствие, нештатному функционированию ракетной части;

- выполнения расстояния от воспламенительного устройства до торца манжеты (0,45… 1,95) наружного диаметра манжеты - обеспечить повышение надежности функционирования ракетной части в процессе выхода на режим. Выполнение расстояния от воспламенительного устройства до торца манжеты менее 0,45 наружного диаметра манжеты приведет к значительному увеличению давления форса пламени от воспламенителя, действующего на торец заряда, а также на стенку канала заряда твердого топлива в процессе выхода на режим, что может привести к нарушению его целостности и, как следствие, нештатному функционированию ракетной части. При расстоянии от воспламенительного устройства до торца манжеты более 1,95 наружного диаметра манжеты не обеспечиваются требуемые параметры для воспламенения заряда твердого топлива, что, как следствие, может привести к отказу ракетной части;

- выполнения толщины юбки равной (0,007…0,045) наружного диаметра манжеты - обеспечить надежное функционирования ракетной части в процессе выхода на режим. Выполнение толщины юбки менее 0,007 наружного диаметра манжеты может привести к разрушению юбки манжеты при условии воздействия низких температур рабочего диапазона, и, как результат, возникает вероятность нарушения целостности заряда твердого топлива в процессе выхода на режим, что, как следствие, отрицательно повлияет на надежность функционирования ракетной части в условиях заданного температурного диапазона. Выполнение толщины юбки более 0,045 наружного диаметра манжеты приведет к понижению массы заряда и, как следствие, к снижению энергетических характеристик двигательной установки;

В частных случаях, то есть в конкретных формах исполнения:

- выполнения манжеты из материала с заданными параметрами прочности растяжения - обеспечить требуемые демпфирующие свойства манжеты при взаимодействии с вкладышем входного конуса сопла в процессе выхода на режим и, тем самым, обеспечить надежное функционирования ракетной части.

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, заряд твердого ракетного топлива, сопло, манжету с конической юбкой, обращенной к входному конусу сопла, вкладыш входного конуса сопла и воспламенительное устройство, отличающаяся тем, что юбка выполнена с углом конусности (α) равным (0,45…1,3) угла конусности вкладыша над юбкой (ϕ), наружный диаметр юбки (D_кн) составляет (0,75…0,99) наружного диаметра манжеты (D_мн), причем толщину юбки (δ) выбирают равной (0,007…0,045) наружного диаметра манжеты, а расстояние (L) от воспламенительного устройства до торца манжеты составляет (0,45…1,95) наружного диаметра манжеты, причем манжета выполнена из материала с заданными параметрами прочности растяжения.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг. 1 изображена предлагаемая ракетная часть, на фиг. 2 - вид А, манжета с конической юбкой.

Предлагаемая ракетная часть содержит корпус 1, заряд твердого топлива 2, сопло 4, манжету 6, юбку 7, вкладыш входного конуса сопла 3 и воспламенительное устройство 5. Коническая юбка 7 выполнена с углом конусности равным (0,45…1,3) угла конусности вкладыша 3 над юбкой 7, наружный диаметр юбки 7 составляет (0,75…0,99) наружного диаметра манжеты 6, причем толщину юбки 7 выбирают равной (0,007…0,045) наружного диаметра манжеты 6, а расстояние от воспламенительного устройства 5 до торца манжеты 6 составляет (0,45…1,95) наружного диаметра манжеты 6, в частных случаях, манжета 6 выполнена из материала с заданными параметрами прочности растяжения.

Предложенная ракетная часть работает следующим образом. После срабатывания воспламенительного устройства 5, поток продуктов сгорания подают на торец заряда 2, а также на стенку канала, осуществляя его зажжение. Подача газового потока на заряд 2 сопровождается значительным повышением давления в канале заряда 2, что приводит к его расширению и соответственно к взаимодействию конической юбки 7 с вкладышем входного конуса сопла 3. За счет выполнения юбки 7 с углом конусности равным (0,45…1,3) угла конусности вкладыша 3 над юбкой 7 и наружного диаметра юбки 7 (0,75…0,99) наружного диаметра манжеты 6 - обеспечивается повышение надежности функционирования ракетной части в процессе выхода на режим за счет исключения нарушения целостности заряда твердого топлива 2. За счет выполнения расстояния от воспламенительного устройства 5 до торца манжеты 6 (0,45…1,95) наружного диаметра манжеты 6 - обеспечивается повышение надежности функционирования ракетной части в процессе выхода на режим, за счет создания требуемых параметров для воспламенения заряда твердого топлива 2, а также снижения вероятности нарушения его целостности. За счет выполнения толщины юбки 7 равной (0,007…0,045) наружного диаметра манжеты 6 обеспечивается надежное функционирования ракетной части в процессе выхода на режим в условиях эксплуатации в заданном температурном диапазоне за счет снижения вероятности нарушения целостности заряда твердого топлива 2, а также сохранения энергетических характеристик ракетной части. За счет выполнения манжеты 6 из материала с заданными параметрами прочности растяжения - обеспечиваются требуемые демпфирующие свойства в процессе выхода на режим при взаимодействии манжеты 6, скрепленной с зарядом 2 и вкладыша входного конуса сопла 3 и тем самым, обеспечивается надежное функционирования ракетной части.

Выполнение ракетного двигателя в соответствии с изобретением позволило обеспечить повышение надежности функционирования ракетной части в процессе выхода на режим в условиях эксплуатации в заданном температурном диапазоне за счет снижения вероятности нарушения целостности заряда твердого топлива.

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 реактивного снаряда, содержащая корпус, заряд твердого ракетного топлива, сопло, манжету с конической юбкой, обращенной к входному конусу сопла, вкладыш входного конуса сопла и воспламенительное устройство, при этом юбка выполнена с углом конусности (α) равным (0,45…1,3) угла конусности вкладыша над юбкой (ϕ), наружный диаметр юбки (D_кн) составляет (0,75…0,99) наружного диаметра манжеты (D_мн), причем толщину юбки (δ) выбирают равной (0,007…0,045) наружного диаметра манжеты, а расстояние (L) от воспламенительного устройства до торца манжеты составляет (0,45…1,95) наружного диаметра манжеты, при этом манжета выполнена из материала с заданными параметрами прочности растяжения. Изобретение обеспечивает повышение надежности функционирования ракетной части в процессе выхода на режим в условиях эксплуатации в заданном температурном диапазоне за счет снижения вероятности нарушения целостности заряда твердого топлива. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Ракетная часть реактивного снаряда, содержащая корпус, заряд твердого ракетного топлива, сопло, манжету с конической юбкой, обращенной к входному конусу сопла, вкладыш входного конуса сопла и воспламенительное устройство, отличающаяся тем, что юбка выполнена с углом конусности (α) равным (0,45…1,3) угла конусности вкладыша над юбкой (ϕ), наружный диаметр юбки (D_кн) составляет (0,75…0,99) наружного диаметра манжеты (D_мн), причем толщину юбки (δ) выбирают равной (0,007…0,045) наружного диаметра манжеты, а расстояние (L) от воспламенительного устройства до торца манжеты составляет (0,45…1,95) наружного диаметра манжеты.

2. Ракетная часть реактивного снаряда по п. 1 отличается тем, что манжета выполнена из материала с заданными параметрами прочности растяжения.