Ракетная часть реактивного снаряда Российский патент 2025 года по МПК F02K9/97 

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

Одной из основных проблем, возникающих при проектировании ракетных частей сверхзвуковых реактивных снарядов систем залпового огня, является обеспечение устойчивости реактивного снаряда в процессе движения по траектории при сверхзвуковых скоростях полета, а также повышение надежности работы элементов аэродинамической стабилизации в процессе функционирования.

Известна конструкция сверхзвуковой вращающейся ракеты, содержащей ракетный двигатель, блок стабилизаторов и лопасти (см. патент РФ №2442101, БИ №4, опубл. 10.02.2012 г.).

Задачей данного технического решения являлось повышение устойчивости реактивного снаряда при движении на траектории, что обеспечивает снижение дисбаланса массы жидкого наполнителя и уменьшение инерционно-массового эксцентриситета вращающейся ракеты.

Общим признаком с предлагаемой ракетной частью является наличие ракетного двигателя, блока стабилизаторов, включающего лопасти.

Вместе с тем данная конструкция имеет существенный недостаток, заключающийся в невозможности функционирования в условиях высоких сверхзвуковых скоростей полета ввиду нарушения аэродинамической устойчивости реактивного снаряда.

Наиболее близкой по технической сути и достигаемому техническому результату является ракета, содержащая ракетный двигатель твердого топлива и блок стабилизаторов (см. патент РФ №2299397, БИ №14, опубл. 20.05.2007 г.), принятая за прототип.

Известная ракета работает следующим образом. После схода ракеты с направляющей и раскрытия стабилизаторов набегающий воздушный поток взаимодействует с потоком продуктов сгорания с образованием рециркуляционных зон. За счет выполнения контура дозвуковой части сопла обеспечивается эффективное гашение колебаний стабилизаторов. Однако при наличии рециркуляционных зон возникает проблема с обеспечением устойчивости ракеты в процессе движения по траектории, а также повышением надежности работы элементов аэродинамической стабилизации в процессе функционирования.

Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) является разработка конструкции ракеты с улучшенными характеристиками технического рассеивания за счет снижения колебания стабилизаторов.

Общим признаком с предлагаемым устройством является наличие в ракетной части ракетного двигателя твердого топлива с соплом, блока стабилизаторов, включающего основание и лопасти.

В отличие от прототипа в предлагаемой ракетной части разность наружного (R) и внутреннего (R_a) радиусов реактивного снаряда, в сечении, проходящем через срез сопла, выбирают по формуле (R-R_a)=(0,02…0,812)L, где L - расстояние от задней кромки лопасти до среза выходного сечения сопла.

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 предлагаемого изобретения является обеспечение устойчивости реактивного снаряда в процессе движения по траектории при сверхзвуковых скоростях полета, а также повышение надежности работы элементов аэродинамической стабилизации в процессе функционирования.

Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известной ракете, содержащей ракетный двигатель твердого топлива с соплом, блок стабилизаторов, состоящий из основания и закрепленных на нем лопастей, отличающийся тем, что разность наружного и внутреннего радиусов реактивного снаряда, в сечении, проходящем через срез сопла, выбирают по формуле (R-R_a)=(0,02…0,812)L.

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

- выполнения (R-R_a)=(0,02…0,812)L - обеспечить устойчивость реактивного снаряда в процессе движения по траектории при сверхзвуковых скоростях полета, а также повысить надежность работы элементов аэродинамической стабилизации в процессе функционирования. Выполнение (R-R_a) менее 0,02 L может привести к увеличению площади взаимодействия рециркуляционных зон с лопастями, что, как результат, может привести к снижению устойчивости реактивного снаряда в процессе движения по траектории при сверхзвуковых скоростях полета, а также снизить надежность работы элементов аэродинамической стабилизации в процессе функционирования. Выполнение (R-R_a) более 0,812L может привести к уменьшению степени расширения сопла и, как результат, к снижению энергетических характеристик ракетного двигателя, а также к увеличению его пассивной массы, что в совокупности приведет к смещению центра масс реактивного снаряда ближе к хвостовой части и, как следствие, снизит устойчивость реактивного снаряда в процессе движения по траектории при сверхзвуковых скоростях полета, а также снизит надежность работы элементов аэродинамической стабилизации в процессе функционирования.

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 ракетный двигатель твердого топлива с соплом, блок стабилизаторов, состоящий из основания и закрепленных на нем лопастей, отличающейся тем, что разность наружного и внутреннего радиусов реактивного снаряда, в сечении, проходящем через срез сопла, выбирают по формуле (R-R_a)=(0,02…0,812)L.

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

Предлагаемая ракетная часть содержит ракетный двигатель твердого топлива 1 с соплом 2, блок стабилизаторов 3, состоящий из основания 4 и закрепленных на нем лопастей 5, отличающаяся тем, что разность наружного и внутреннего радиусов реактивного снаряда, в сечении, проходящем через срез сопла 2, выбирают по формуле (R-R_a)=(0,02…0,812)L.

Предлагаемая ракетная часть работает следующим образом. При срабатывании ракетного двигателя 1 и выходе реактивного снаряда из направляющей, в процессе движения, размещенные на основании 4 лопасти 5 ракетной части, находящиеся на заданном расстоянии от среза сопла 2, обеспечивают требуемые параметры взаимодействия набегающего потока воздуха с потоком продуктов сгорания, истекающих из сопла 2, что приводит к смещению рециркуляционных зон в области между задней кромкой лопасти 5 до среза выходного сечения сопла 2. За счет выполнения (R-R_a)=(0,02…0,812)L обеспечивается формирование рециркуляционных зон на расстоянии достаточном для устойчивого движения реактивного снаряда при сверхзвуковых скоростях полета, а также повышается надежность работы элементов аэродинамической стабилизации в процессе функционирования.

Выполнение ракетной части в соответствии с изобретением позволило обеспечить устойчивость реактивного снаряда в процессе движения по траектории при сверхзвуковых скоростях полета, а также повысить надежность работы элементов аэродинамической стабилизации в процессе функционирования.

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

Ракетная часть реактивного снаряда содержит ракетный двигатель твердого топлива с соплом, блок стабилизаторов, состоящий из основания и закрепленных на нем лопастей. Разность наружного (R) и внутреннего (Ra) радиусов реактивного снаряда, в сечении, проходящем через срез сопла, выбирают по формуле (R-Ra)=(0,02…0,812)L, где L - расстояние от задней кромки лопасти до среза выходного сечения сопла. Выполнение ракетной части в соответствии с изобретением позволило обеспечить устойчивость реактивного снаряда в процессе движения по траектории при сверхзвуковых скоростях полета, а также повысить надежность работы элементов аэродинамической стабилизации в процессе функционирования. 1 ил.

Ракетная часть реактивного снаряда, содержащая ракетный двигатель твердого топлива с соплом, блок стабилизаторов, состоящий из основания и закрепленных на нем лопастей, отличающаяся тем, что разность наружного R и внутреннего R_a радиусов реактивного снаряда, в сечении, проходящем через срез сопла, выбирают по формуле (R-R_a)=(0,02…0,812)L, где L - расстояние от задней кромки лопасти до среза выходного сечения сопла.