Ракетная часть реактивного снаряда
ROCKET PART OF A JET-PROPELLED PROJECTILE

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в реактивных снарядах систем залпового огня.
Одним из основных требований при проектировании ракетных частей является отсутствие деформации элементов ракетных частей, в том числе обеспечение соосности камеры сгорания и блока стабилизаторов при функционировании в составе реактивных снарядов в условиях интенсивного теплового потока от продуктов сгорания и высоких аэродинамических нагрузок.
Известна конструкция ракетной части реактивного снаряда системы БМ-21, содержащей тонкостенный корпус с теплозащитным покрытием и блок стабилизаторов (см. книгу БМ-21 Техническое описание и инструкция по эксплуатации - М.: Военное издательство МО СССР 1977 г, с. 74-75).
Задачей данного технического решения являлось исключение деформации корпуса ракетной части за счет применения тепловой защиты.
Общими признаками с предлагаемой ракетной частью является наличие корпуса с теплозащитным покрытием и блока стабилизаторов.
Недостатком данной конструкции является возможность ее применения при наличии тонкостенного корпуса только в снаряжении с зарядами с пониженной энергетикой и температурой продуктов сгорания.
Наиболее близкой по технической сути к достигаемому техническому результату является ракетная часть по патенту РФ 2537189, опубликованному 27.12.2014 БИ №36, содержащая корпус с теплозащитным покрытием, блок стабилизаторов и втулку из материала с низкой температурой абляции, принятая авторами за прототип.
Указанная ракетная часть работает следующим образом. В процессе движения реактивного снаряда на активном участке траектории внутренняя поверхность ракетной части подвергается интенсивному нагреву. За счет размещения перед резьбовым соединением корпуса ракетной части и блока стабилизаторов втулки из материала с низкой температурой абляции образуется пристеночный слой из низкотемпературного газа, то есть реализуется схема «пристеночного охлаждения», что резко снижает тепловой режим данного резьбового соединения, исключает температурные деформации, чем достигается соосность корпуса ракетной части и блока стабилизаторов при полете реактивных снарядов. Однако, как показали результаты огневых стендовых испытаний данная конструкция не обеспечивает требуемый тепловой режим резьбового соединения тонкостенного корпуса и блока стабилизаторов при применении высокоэнергетических топлив.
Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) являлось создание конструкции ракетной части, обеспечивающей ее работоспособность при применении зарядов из топлив со средними значениями энергетических характеристик.
Общими признаками с предлагаемым устройством является наличие в ракетной части корпуса с теплозащитным покрытием, блока стабилизаторов и втулки из материала с низкой температурой абляции.
В отличии от прототипа в предлагаемой ракетной части на внешней поверхности корпуса в области, ограниченной втулкой и резьбовым соединением корпуса с блоком стабилизаторов выполнен турбулизатор, содержащей цилиндрическую поверхность с коническими участками перехода от цилиндрической поверхности к внешней поверхности корпуса, при этом диаметр цилиндрической поверхности составляет (0,95…0,99)D, длина турбулизатора (0,02…0,15)D, а угол конусности конических участков (30…70)°, где D - калибр ракетной части.
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 повышение надежности функционирования ракетной части с зарядом из высокоэнергетических топлив за счет снижения теплового режима резьбового соединения корпуса с блоком стабилизаторов и исключение несоосности данных элементов при полете реактивного снаряда.
Указанный технический результат достигается тем, что в ракетной части реактивного снаряда, содержащей корпус, блок стабилизаторов и втулку из материала с низкой температурой абляции, на внешней поверхности корпуса в области, ограниченной втулкой и резьбовым соединением корпуса с блоком стабилизаторов выполнен турбулизатор, содержащий цилиндрическую поверхность с коническими участками перехода от цилиндрической поверхности к внешней поверхности корпуса, при этом диаметр цилиндрической поверхности составляет (0,95…0,99)D, длина турбулизатора (0,0….0,15)D, а угол конусности конических участков (30…70)°, где D - калибр ракетной части.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними, позволяет в частности за счет:
- выполнения на внешней поверхности корпуса в области, ограниченной втулкой и резьбовым соединением корпуса с блоком стабилизаторов турбулизатора, содержащего цилиндрическую поверхность с коническими участками перехода от цилиндрической поверхности к внешней поверхности корпуса, при этом диаметр цилиндрической поверхности составляет (0,95…0,99)D, длина турбулизатора (0,02…0,15)D, где D - калибр ракетной части. Обеспечить при полете ракетной части в составе дальнобойного реактивного снаряда с максимальной высотой полета свыше 15 км в виду низкой температуры окружающего воздуха резкое повышение коэффициента конвективной теплоотдачи от корпуса ракетной части в области турбулизатора к набегающему воздушному потоку (в следствии образования тороидальной рециркуляционной зоны на цилиндрической поверхности турбулизатора) температура восстановления которого существенно ниже, чем температура тонкостенного корпуса в области резьбового соединения. В результате этого достигается эффективное охлаждение резьбового участка, исключается деформация и обеспечивается соосность корпуса ракетной части и блока стабилизаторов. При увеличении диаметра цилиндрической поверхности свыше 0,99D и уменьшении длины турбулизатора менее 0,02D резко снижается эффективность теплоотвода, при уменьшении диаметра цилиндрической поверхности менее 0,95D и увеличении длины турбулизатора свыше 0,15D нерационально увеличиваются размеры турбулизатора без существенного увеличения уровня локального теплоотвода.
- выполнение турбулизатора с коническими участками перехода от цилиндрической поверхности к внешней поверхности корпуса с углами конусности конических участков (30…70)° снижает вероятность возникновения нерасчетных нестационарных отрывных процессов в области турбулизатора, что повышает эффективность теплоотвода. При уменьшении углов конусности менее 30° возрастает вероятность нестационарного обтекания, при увеличении углов свыше 70° снижается турбулизация потока, а, следовательно, снижается теплоотвод от резьбового соединения.
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 «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, а, следовательно, можно сделать вывод о соответствии критерию «изобретательский уровень».
Сущность изобретения заключается в том, что в ракетной части реактивного снаряда, содержащей корпус, блок стабилизаторов и втулку из материалов с низкой температурой абляции согласно изобретению на внешней поверхности корпуса в области, ограниченной втулкой и резьбовым соединением корпуса с блоком стабилизатора, выполнен турбулизатор, содержащий цилиндрическую поверхность с коническими участками перехода от цилиндрической поверхности к внешней поверхности корпуса, при этом диаметр цилиндрической поверхности составляет (0,95…0,99)D, длина турбулизатора (0,02…0,15)D, а угол конусности конических участков (30…70)°, где D - калибр ракетной части.
Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг. 1 изображена ракетная часть с частичным вырезом ее стенки.
Предложенная ракетная часть содержит корпус 1, втулку из материала с низкой температурой абляции 2, турбулизатор 3, с цилиндрической поверхностью 4 и коническими участками 5, блок стабилизаторов 6. На внешней поверхности корпуса 1 в области, ограниченной втулкой 2 и резьбовым соединением корпуса 1 с блоком стабилизаторов 6 выполнен турбулизатор 3 с цилиндрической поверхностью 4, с коническими участками 5 перехода от цилиндрической поверхности 4 к внешней поверхности корпуса 1. Диаметр цилиндрической поверхности 4 составляет (0,95…0,99)D, длина турбулизатора (0,02…0,15)D, а угол конусности конических участков (30…70)°, где D - калибр ракетной части.
Предложенная ракетная часть работает следующим образом. При функционировании ракетной части происходит абляция втулки 2, вследствие чего низкотемпературные продукты абляции снижают температуру резьбового соединения корпуса 1 и блока стабилизаторов 6. При полете реактивного снаряда при обтекании корпуса 1 воздушным потоком в турбулизаторе 3 образуется тороидальные рециркуляционные зоны с высокой интенсивностью теплообмена от корпуса 1 к воздушному потоку с более низкой температурой восстановления, чем обеспечивается дополнительная тепловая защита резьбового соединения за счет увеличения теплоотвода, корпуса 1 и блока стабилизаторов 6, исключение термической деформаций указанных узлов, при применении высокоэнергетических топлив, а следовательно соосность корпуса 1 и блока стабилизаторов 6 при полете.
Выполнение ракетной части в соответствии с изобретением позволило обеспечить функционирование ракетной части с высокоэнергетическим топливом и обеспечить выполнение требований по точности и кучности стрельбы реактивных снарядов.
Указанный технический эффект подтвержден испытаниями опытных образцов, выполненных с соответствии с изобретениями.
В настоящее время разработана конструкторская документация, ведется подготовка к серийному производству.