Корпус ракетной части

Одной из основных задач, решаемых при создании корпусных ракетных частей, является обеспечение заданных энергетических характеристик. Сущность изобретения заключается в том, что корпус ракетной части содержит обечайку и односопловой блок большого относительного удлинения. При этом внутри указанных элементов выполнено теплозащитное покрытие, а на входе в односопловой блок выполнены симметрично расположенные турбулизаторы в виде прямоугольных выступов теплозащитного покрытия шириной (0,24…0,35)d, высотой (0,055…0,07)d и длиной (0,4…0,55)d, где d - диаметр критического сечения односоплового блока. Выполнение корпуса ракетной части в соответствии с изобретением позволило увеличить энергетические характеристики разрабатываемой ракетной части реактивного снаряда. 1 ил.

 

Одной из основных задач, решаемых при создании корпусных ракетных частей, является обеспечение заданных энергетических характеристик.

Известная конструкция корпуса ракетной части содержит обечайку и многосопловой блок (см. боевые машины БМ-21. Техническое описание и инструкция по эксплуатации. - М.: Воениздат МО СССР 1977, с 74-75).

Задачей данного технического решения являлось обеспечение необходимых значений энергетических характеристик при использовании безметальных баллиститных топлив.

Общим признаком с предложенным корпусом является наличие в нем обечайки и соплового блока.

Однако, данная конструкция имеет недостатки, заключающиеся в том, что при использовании в ней зарядов смесевого топлива, продукты сгорания которых содержат конденсированную фазу (k-фазу), энергетический потенциал реализуется с большими потерями ввиду наличия тепловой и динамической неравновесности продуктов сгорания с обусловленной малым временем пребыванием частиц k-фазы в дозвуковом участке сопел.

Наиболее близкой по технической сути к достигаемому техническому результату является корпус ракетной части, содержащий обечайку и односопловой блок большого относительного удлинения по патенту РФ 2163686, опубликованному 27.12.2014 БИ №36, принятый авторами за прототип.

Данный корпус ракетной части работает следующим образом. При функционировании ракетной части газовая фаза и k-фаза продуктов сгорания входят в дозвуковую часть сопла и движутся по направлению к критическому сечению сопла. За счет выполнения дозвуковой части сопла достаточно большой длины происходит частичное выравнивание температур и скорости k-фазы и газовой фазы, что снижает потери удельного импульса.

Однако, как показали результаты испытаний, данная конструкция не позволяет выполнить современные требования к величинам потерь удельного импульса ввиду недостаточного снижения неравновесности потока продуктов сгорания и обеспечения догорания частиц металлического горючего в дозвуковой части сопла.

Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) являлось создание корпуса ракетной части, позволившего несколько снизить потери удельного импульса при применении смесевых твердых топлив.

Общим признаком с предлагаемым устройством являляется наличие в корпусе ракетной части обечайки и односоплового блока большого относительного удлинения.

В отличии от прототипа в предлагаемом корпусе ракетной части содержащей обечайку и односопловой блок большого относительного удлинения, внутри указанных элементов выполнено теплозащитное покрытие, а на входе в односопловой блок выполнены симметрично расположенные турбулизаторы в виде прямоугольных выступов теплозащитного покрытия односоплового блока шириной (0,24…0,35)d, высотой (0,055…0,07)d и длиной (0,4…0,55)d, где d - диаметр критического сечения односоплового блока.

Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявленного 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 повышение энергетических характеристик за счет снижения потерь на неравновесность продуктов сгорания и обеспечение эффективного догорания металлического горючего в дозвуковой части сопла.

Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известном корпусе ракетной части содержащей обечайку и односопловой блок большого относительного удлинения, отличающийся тем, что внутри указанных элементов выполнено теплозащитное покрытие, а на входе в односопловой блок выполнены симметрично расположенные турбулизаторы в виде прямоугольных выступов теплозащитного покрытия односоплового блока шириной (0,24…0,35)d, высотой (0,055…0,07)d и длиной (0,4…0,55)d, где d - диаметр критического сечения односоплового блока.

Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними, позволяет в частности за счет: выполнения внутри обечайки и односоплового блока теплозащитного покрытия обеспечивается эффективная тепловая защита в области образования системы рециркуляционных зон; выполнения на входе в сопловой блок симметрично расположенных турбулизаторов в виде прямоугольных выступов теплозащитного покрытия односоплового блока шириной (0,24…0,35)d, высотой (0,055…0,07)d и длиной (0,4…0,55)d, где d - диаметр критического сечения односоплового блока, обеспечивающих эффективную турбулизацию потока продуктов сгорания, в зоне размещения турболизаторов и особенно в области за турболизаторами с образованием системы рециркуляционных зон в односопловом блоке, в которых резко интенсифицируется теплообменные процессы. Это приводит к интенсивному теплообмену между догорающими частицами металлического горючего и частицами k-фазы с газовой фазой, а также к выравниванию скоростей частиц и газовой фазы, что в совокупности резко снижает тепловую и динамическую неравновесность. Согласно результатам исследований при уменьшении длины выступов менее 0,4d, высоты выступов менее 0,055d и ширины выступов менее 0,24d, возникает вероятность уноса выступов до конца работы ракетной части при существующих топливах и теплозащитных материалов сопел.

При увеличении длины выступов более 0,55d, высоты выступов более 0,075d и ширины выступов более 0,35d возрастают газодинамические потери при движении газового потока по соплу, что приводит к уменьшению удельного импульса.

Признаки, отличающие предлагаемое техническое решение от прототипа, не выявленные в других технических решениях и не известные 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 уровня техники, следовательно, можно сделать вывод о соответствии критерию изобретательский уровень.

Сущность изобретения заключается в том, что корпус ракетной части содержит обечайку и односопловой блок большого относительного удлинения, отличающийся тем, что внутри указанных элементов выполнено теплозащитное покрытие, а на входе в односопловой блок выполнены симметрично расположенные турбулизаторы в виде прямоугольных выступов теплозащитного покрытия односоплового блока шириной (0,24…0,35)d, высотой (0,055…0,07)d и длиной (0,4…0,55)d, где d - диаметр критического сечения односоплового блока.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где н а фиг.1 изображен общий вид корпуса ракетной части.

Предлагаемый корпус содержит обечайку 1, турболизаторы 2, односопловой блок 3, теплозащитное покрытие 4. На входе в односопловой блок 3 выполнены симметрично расположенные турболизаторы 2 в виде прямоугольных выступов теплозащитного покрытия 4 шириной (0,24…0,35)d, высотой (0,055…0,075)d и длиной (0,4…0,55)d, где d - диаметр критического сечения односоплового блока 3.

Предлагаемый корпус ракетной части работает следующим образом. При функционировании ракетной части подукты сгорания обтекают турболизаторы 2, в результате чего в области турбулизатора 2 резко увеличивается турболизация потока, при этом в области перед турбулизатором 2 и особенно за турболизатором 2 создается система рециркуляционных зон с повышенной интенсивностью тепломассообмена. Это приводит к выравниванию температур и скоростей k-фазы и газовой фазы, а также обеспечивает догорание металлического горючего в односопловом блоке 3, следствием чего является снижение динамической и тепловой неравновестности и увеличение удельного импульса.

Выполнение корпуса ракетной части в соответствии с изобретением позволило увеличить энергетические характеристики разрабатываемой ракетной части реактивного снаряда.

Изобретение может быть использовано при разработке корпуса ракетной части реактивного снаряда смесевого топлива.

Указанный положительный эффект подтверждается испытаниями опытных образцов выполненных в соответствии с изобретением, используется при разработке конструкторской документации, намечено серийное производство.

Корпус ракетной части, содержащий обечайку и односопловой блок большого относительного удлинения, отличающийся тем, что внутри указанных элементов выполнено теплозащитное покрытие, а на входе в односопловой блок выполнены симметрично расположенные турбулизаторы в виде прямоугольных выступов теплозащитного покрытия шириной (0,24…0,35)d, высотой (0,055…0,07)d и длиной (0,4…0,55)d, где d - диаметр критического сечения односоплового блока.