Ракетная часть реактивного снаряда

Изобретение относится к боеприпасам, а именно к конструкции ракетных частей реактивных снарядов. Ракетная часть реактивного снаряда содержит корпус, дно и хвостовой блок. На внутренней поверхности выходного конуса хвостового блока размещено устройство закрутки, выполненное в виде лопаток переменного сечения. Лопатки расположены с интервалом 0,65-0,75 диаметра критического сечения сопла, а высота лопаток составляет 0,08-0,1 калибра ракетной части. Лопатки переменного сечения выполнены из материала, обеспечивающего их выгорание к концу активного участка. Изобретение позволяет снизить величину технического рассеивания. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к реактивному вооружению, а именно к конструкции ракетных частей, и может найти широкое применение при разработке и производстве реактивных снарядов.

Эффективность применения реактивного вооружения зависит от многих факторов, одним из которых является величина технического рассеивания.

Известна конструкция реактивного осколочно-фугасного снаряда (см. А.Р. Орлов. «Основы устройства и функционирования снарядов реактивных систем залпового огня». Учебное пособие. Тула, 2007 г., с. 6-8), ракетная часть которого состоит из отдельной камеры сгорания с соплом и блока стабилизации.

К недостаткам ракетных частей данного типа относится большое техническое рассеивание.

Задачей данного технического решения является создание ракетной части, конструкция которой позволяет уменьшить величину технического рассеивания.

Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией ракетной части является наличие камеры сгорания, состоящей из дна и корпуса, соплового блока и стабилизатора.

Наиболее близким по технической сути и достигаемому техническому результату является ракетная часть турбореактивного осколочного снаряда (см. А.Р. Орлов. «Основы устройства и функционирования снарядов реактивных систем залпового огня». Учебное пособие. Тула, 2007 г., с. 6-8), принятая авторами за прототип, которая снабжена многосопловым блоком, сопла которого расположены симметрично по окружности в дне ракетной части снаряда, а их оси направлены под углом к продольной оси снаряда.

Как видно из этого технического решения, конструкция ракетной части обеспечивает вращение снаряда, что ведет к снижению технического рассеивания.

К причинам, препятствующим достижению указанного ниже технического результата при использовании известной ракетной части турбореактивного снаряда, принятого авторами за прототип, относятся:

- технологическая сложность изготовления многосоплового блока для ракетной части малого калибра;

- конструктивная сложность размещения многосоплового блока в ракетной части малого калибра;

- существенное увеличение массы ракетной части при использовании многосоплового блока по сравнению с односопловым;

- потери тяги ракетной части при применении многосоплового блока по сравнению с односопловым;

- возникающий эксцентриситет тяги при истечении газов вследствие невозможности точного расположения сопел относительно друг друга при изготовлении и сборке.

Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) является снижение технического рассеивания за счет применения многосоплового блока в ракетной части.

Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией ракетной части является наличие камеры сгорания, состоящей из дна и корпуса.

В отличие от прототипа предлагаемая авторами конструкция ракетной части содержит устройство закрутки, которое размещено на внутренней поверхности выходного конуса хвостового блока и выполнено в виде лопаток переменного сечения, при этом лопатки располагают с интервалом 0,65-0,75 критического сечения сопла, а высоту лопаток выбирают равной 0,08-0,1 калибра ракетной части.

В частных случаях, то есть в конкретных формах выполнения изобретение характеризуется следующими признаками:

лопатки переменного сечения выполнены из материала, обеспечивающего их выгорание к концу активного участка;

- оперение хвостового блока выполнено из четырех складывающихся лопастей;

- лопасти крепятся на внешней поверхности хвостового блока на осях и фиксируются в раскрытом положении пружинно-затворным механизмом шпоночного типа;

- в закрытом положении лопасти удерживаются фиксатором в виде стакана.

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 защиты, во всех случаях достаточны.

Задачей предлагаемого изобретения является создание ракетной части, конструкция которой позволяет уменьшить величину технического рассеивания.

Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известной ракетной части реактивного снаряда, содержащей корпус, дно, хвостовой блок, особенность заключается в том, что устройство закрутки размещено на внутренней поверхности выходного конуса хвостового блока и выполнено в виде лопаток переменного сечения, при этом лопатки располагают с интервалом 0,65-0,75 критического сечения сопла, а высоту лопаток выбирают равной 0,08-0,1 калибра ракетной части.

Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними позволяют, в частности, за счет размещения на внутренней поверхности выходного конуса хвостового блока устройства закрутки и выполнения его в виде лопаток переменного сечения, расположенных с интервалом 0,65-0,75 диаметра критического сечения сопла и высотой лопаток равной 0,08-0,1 калибра ракетной части, обеспечить на активном участке полета необходимую угловую скорость вращения снаряда и тем самым уменьшить рассеивание. При несоблюдении данных соотношений либо происходит уменьшение тяги ракетной части за счет перекрытия среза выходного конуса лопатками, либо отсутствует необходимая угловая скорость на активном участке траектории вследствие того, что рабочая поверхность лопаток будет не полностью находиться в газовом потоке.

Признаки, характеризующие изобретение в конкретных формах выполнения, позволяют, в частности, за счет

- выполнения лопаток переменного сечения из материала, обеспечивающего их выгорание к концу активного участка, обеспечить равномерное снижение угловой скорости вращения снаряда;

- оперения хвостового блока, состоящего из четырех складывающихся лопастей, обеспечить на пассивном участке необходимую угловую скорость вращения и стабилизацию на траектории;

- крепления лопастей на внешней поверхности хвостового блока на осях и фиксации в раскрытом положении пружинно-затворным механизмом шпоночного типа уменьшить габаритно-массовые характеристики ракетной части и улучшить аэродинамические характеристики снаряда;

- наличия стакана удерживать лопасти в закрытом положении, обеспечивать необходимое усилие расстыковки ракетной части.

Признаки, отличающие предлагаемое техническое решение от прототипа, не выявлены в других технических решениях и не известны из уровня техники в процессе проведения патентных исследований, что позволяет сделать вывод о соответствии изобретения критерию «новизна».

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 на сегодня уровня техники, следовательно, можно сделать вывод о соответствии критерию «изобретательский уровень».

Сущность изобретения заключается в том, что ракетная часть реактивного снаряда, содержащая корпус, дно, хвостовой блок, в отличие от прототипа, согласно изобретению имеет устройство закрутки, которое размещено на внутренней поверхности выходного конуса хвостового блока и выполнено в виде лопаток переменного сечения, при этом лопатки располагают с интервалом t 0,65-0,75 критического сечения сопла dкр, а высоту лопаток h выбирают равной 0,08-0,1 калибра D ракетной части.

Сущность изобретения поясняется на фиг. 1, где изображен общий вид ракетной части.

Предлагаемая ракетная часть содержит корпус 1, дно 2, хвостовой блок 3, выходной конус 4, лопатки 5, лопасть 6, ось 7, стакан 8, пружинно-затворный механизм шпоночного типа 9.

Ракетная часть функционирует следующим образом.

Ракетная часть, состоящая из корпуса 1, дна 2 и хвостового блока 3, под действием реактивной силы выходит из направляющей, при этом отделяется стакан 8 и раскрываются лопасти 6 на осях 7 под действием пружинно-затворного механизма шпоночного типа 9. Пороховые газы, проходя через выходной конус 4 хвостового блока 3, давят на рабочую поверхность лопаток 5, создавая при этом крутящий момент и тем самым обеспечивая вращение на активном участке траектории.

Выполнение ракетной части в соответствии с изобретением позволяет уменьшить величину технического рассеивания.

Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями опытных образцов реактивных снарядов, снабженных ракетными частями, выполненных в соответствии с изобретением.

1. Ракетная часть реактивного снаряда, содержащая корпус, дно, хвостовой блок, отличающаяся тем, что на внутренней поверхности выходного конуса хвостового блока размещено устройство закрутки, которое выполнено в виде лопаток переменного сечения, при этом лопатки располагают с интервалом t равным 0,65-0,75 диаметра критического сечения сопла dкр, а высоту лопаток h выбирают равной 0,08-0,1 калибра D ракетной части.

2. Ракетная часть по п. 1, отличающаяся тем, что лопатки переменного сечения выполнены из материала, обеспечивающего их выгорание к концу активного участка.

3. Ракетная часть по п. 1, отличающаяся тем, что оперение хвостового блока выполнено из четырех складывающихся лопастей.

4. Ракетная часть по п. 1, отличающаяся тем, что лопасти крепятся на внешней поверхности хвостового блока на осях и фиксируются в раскрытом положении пружинно-затворным механизмом шпоночного типа.

5. Ракетная часть по п. 1, отличающаяся тем, что в закрытом положении лопасти удерживаются фиксатором в виде стакана.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в оборонной промышленности для осуществления вращения реактивных снарядов. .

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в оборонной промышленности для осуществления вращения реактивных снарядов. .
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании сопел ракетных двигателей, в частности при разработке конструкции сопел жидкостных ракетных двигателей, имеющих радиационно охлаждаемый сопловой насадок.

Изобретение относится к области ракетостроения, а именно к способам повышения тяги ракетного двигателя, и может быть использовано для увеличения тяги ракетных и авиационных двигателей.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя с раздвижным соплом. Сопло ракетного двигателя содержит раструб и складной насадок, образованный лепестками, кинематически связанными с раструбом механизмом раздвижки, обеспечивающим перевод лепестков из сложенного положения в рабочее.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетных двигателях твердого топлива реактивных снарядов систем залпового огня. Сопло ракетного двигателя содержит корпус, дозвуковую и сверхзвуковую части сопла, а также герметизирующее-пусковое устройство с форсажной трубкой и опорой.

Изобретение относится к области ракетной твердотопливной техники и может быть использовано в конструкциях поворотных сопл из композиционных материалов. Корпус раструба поворотного сопла из композиционных материалов содержит оболочку в виде усеченного конуса с двумя присоединительными фланцами у большого и малого оснований, а также силовой шпангоут с закладными деталями для взаимодействия с механизмами поворота сопла.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкции жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) с турбонасосной системой подачи топлива, выполненного по схеме без дожигания с радиационно-охлаждаемым насадком сопла камеры.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способу изготовления сопла жидкостного ракетного двигателя оживальной формы. Сопло состоит из нескольких автономных трапецеидальных секторов оживальной формы, соединенных в осевом направлении.

Изобретение относится к средствам создания тяги и может быть использовано в реактивных двигателях (РД). Двигательное устройство содержит корпус, конусообразную камеру сгорания, выхлопную трубу, два пружинных клапана между выхлопной трубой и камерой сгорания, блок управления с гидравлическими выходами.

Изобретение относится к области ракетной техники. В сверхзвуковой части осесимметричного сопла ракетного двигателя установлена вставка, которая имеет длину, выходной диаметр и степень расширения, меньшие, чем соответствующие геометрические параметры стенки сверхзвуковой части сопла.

Изобретение относится к ракетной технике. Ракетный двигатель с раздвижным диффузором содержит сопло истечения газов, исходящих из камеры сгорания, причем сопло имеет продольную ось (ZZ') и содержит первую часть, определяющую критическое сечение сопла и первую неподвижную секцию (12) диффузора, по меньшей мере одну вторую выдвижную секцию (16) диффузора, сечение которой больше сечения первой неподвижной секции (12) диффузора, и механизм (18) выдвижения второй выдвижной секции (16) диффузора, расположенный снаружи от первой и второй секций (12, 16) диффузора.

Техническое решение относится к ракетным двигательным установкам, для работы которых используется горючее и окислитель, и может быть использовано при создании сопл жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Сопло камеры жидкостного реактивного двигателя содержит наружную и внутреннюю оболочки, образующие тракт охлаждения, сообщенный через подколлекторное кольцо с коллектором подвода охладителя, размещенным на наружной оболочке, коллектор включает два диаметрально расположенных патрубка и, как минимум, одну поперечную перегородку, установленную на равном угловом удалении от осей патрубков. Эта перегородка перекрывает в % 80-90 площади поперечного сечения коллектора с образованием зазора между перегородкой и подколлекторным кольцом. Кроме того, сопло камеры жидкостного реактивного двигателя снабжено коллектором отвода охладителя с тремя равнорасположенными по окружности патрубками отвода охладителя. Изобретение обеспечивает повышение надежности работы сопла за счет равномерности распределения расхода охладителя по каналам тракта охлаждения, а также и уменьшение габаритов и веса коллекторов подвода и отвода охладителя. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способу изготовления внутренней оболочки сопла камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). Способ включает ротационное выдавливание оболочки за несколько переходов. Верхнюю часть со стороны малого диаметра оболочки изготавливают из материала, предназначенного для сваривания с соседним блоком сопла. До ротационного выдавливания оболочки в плоской заготовке вырезают отверстие по диаметру соединения двух материалов. Затем в отверстие вставляют плоскую заготовку из другого материала такой же толщины, что и основная заготовка. Осуществляют сварку кольцевым швом двух материалов. Проводят зачистку сварного шва и контроль его качества, а затем выполняют ротационное выдавливание сварной заготовки и получают биметаллическую внутреннюю оболочку со стороны малого диаметра с переходной зоной от одного материала к другому. Изобретение обеспечивает изготовление биметаллической внутренней оболочки с минимальной деформацией и без подварок, исключение дефектов сварки в переходной зоне от одного материала к другому за счет упрочнения сварного шва при раскатке, повышение качества и надежности оболочки сопла камеры сгорания ЖРД. 1 ил.

При сборке сопла ракетного двигателя с эластичным опорным шарниром сопло устанавливают вертикально стыковочным фланцем на базовую поверхность стыковочного фланца жесткого основания и сжимают эластичный опорный шарнир с заданным усилием. Затем фиксируют подвижную часть сопла относительно неподвижной части стопорными устройствами. Фиксацию подвижной части сопла относительно неподвижной части производят с дискретным увеличением усилия фиксации до заданных значений. Во время каждого увеличения усилия фиксации в двух взаимно перпендикулярных осевых плоскостях, одна из которых проходит через стопорное устройство, контролируют отклонение от перпендикулярности оси подвижной части сопла относительно базовой поверхности стыковочного фланца жесткого основания. При необходимости изменением усилия фиксации стопорных устройств производят корректировку перпендикулярности до нормированного значения. Изобретение позволяет исключить деформацию сопла с эластичным опорным шарниром при сборке, а также снизить ее трудоемкость. 2 ил.

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано в космической технике или авиации. Двигатель содержит систему агрегатов формирования и подачи рабочего тела в сопло, при этом сопло имеет входную часть, выполненную в виде полого цилиндра с тангенциальными подводами рабочего тела, расположенными равномерно в поперечной плоскости. Выходная часть сопла имеет конический раструб, переходящий в полый цилиндр. Изобретение обеспечивает упрощение конструкции, снижение массы двигателя. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке заглушек сопел малогабаритных ракетных двигателей, где необходимо реализовать высокий уровень давления срабатывания заглушки. Заглушка сопла ракетного двигателя выполнена в виде охватывающего выходную часть сопла полого цилиндра с глухим дном, закрепленного на наружной поверхности сопла срезаемыми штифтами. На внутренней стенке полого цилиндра выполнена кольцевая проточка, а на его торцовой поверхности выполнены радиальные прорези, обеспечивающие возможность захода предварительно установленных на сопле срезаемых штифтов в кольцевую проточку. Полый цилиндр фиксируется на сопле в смещенном относительно прорезей положении срезаемых штифтов при помощи установленных в осевой плоскости упорных и стопорных винтов. На внутренней поверхности полого цилиндра со стороны глухого дна размещено кольцевое уплотнение. Изобретение позволяет обеспечить высокое расчетное давление срабатывания. 2 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при изготовлении заглушек для сопел ракетных двигателей на твердом топливе. При изготовлении сферической заглушки выкраивают круговые заготовки из пропитанной связующим стеклоткани, выкладывают из заготовок многослойный пакет на соответствующую конфигурации заглушки матрицу пресс-формы и осуществляют горячее прессование. При выкраивании заготовок отмечают на них положение направления основы стеклоткани, проходящего через центр заготовки, а при выкладке заготовок совмещают направление основы стеклоткани первой заготовки с заданным на матрице направлением выкладки первого слоя многослойного пакета. Направление основы стеклоткани второй заготовки располагают перпендикулярно к направлению основы стеклоткани первой выложенной заготовки, а направления основы стеклоткани третьей и четвертой заготовок располагают зеркально симметрично между направлениями основы стеклоткани первой и второй заготовок. Затем выкладывают остальные заготовки, совмещая при этом направление основы стеклоткани пятой, девятой и так далее заготовок с направлением основы стеклоткани первой заготовки. Изобретение позволяет повысить качество изготовления из стеклоткани сферической заглушки, за счет исключения коробления ее поверхности. 2 ил.
Наверх