РАКЕТНАЯ ЧАСТЬ РЕАКТИВНОГО СНАРЯДА
JET PROJECTILE ROCKET SECTION

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в реактивных снарядах систем залпового огня.
Одной из основных задач при проектировании ракетных частей является обеспечение надежного функционирования для достижения устойчивого движения реактивного снаряда на траектории.
Известна конструкция ракетной части по патенту №2255298 РФ, содержащей тонкостенный корпус с большим относительным удлинением из высокопрочной стали и блок стабилизаторов.
Задачей данного технического решения являлось обеспечение устойчивого полета реактивного снаряда за счет выбора конструктивных, геометрических и массовых характеристик.
Общими признаками с предлагаемой ракетной частью является наличие тонкостенного корпуса с большим относительным удлинением из высокопрочной стали и блок стабилизаторов.
Недостатком данной конструкции ракетной части является отсутствие в ней теплозащитного покрытия, что позволяет применять для ее снаряжения только топлива с низкими энергетическими характеристиками.
Наиболее близкой по технической сути и достигнутому техническому результату является ракетная часть реактивного снаряда системы БМ-21 (см. Боевая машина БМ-21. Техническое описание и инструкция по эксплуатации. - М.: Военное издательство МО СССР, 1977, с.74-75), содержащая тонкостенный корпус с большим относительным удлинением, теплозащитное покрытие корпуса ракетной части, блока стабилизаторов, соединенного с корпусом резьбовым соединением, принятая авторами за прототип. В данном техническом решении тонкостенный корпус защищен от воздействия продуктов сгорания теплозащитным покрытием, что позволяет использовать в ракетной части топливо с более высокими энергетическими характеристиками.
Указанная ракетная часть работает следующим образом.
После воспламенения заряда ракетной части реактивный снаряд движется по траектории. При этом случае применения топлив со сравнительно низкими энергетическими характеристиками за счет наличия теплозащитного покрытия обеспечивается требуемый температурный режим тонкостенного корпуса, а также и требуемый температурный режим резьбового соединения корпуса и блока стабилизаторов, что исключает существенную деформацию корпуса, возникновение несоосности корпуса и блока стабилизаторов и обеспечивает устойчивый полет реактивного снаряда. Однако, как показывает опыт отработки ракетных частей, при применении в данной конструкции современных высокотемпературных топлив не обеспечивается требуемый температурный режим ракетной части в области резьбового соединения, что является существенным недостатком, поскольку приводит к возникновению температурных деформаций корпуса и блока стабилизаторов и неустойчивому полету на траектории. Кроме этого при применении современных высокоэнергетических топлив в ракетной части при горении зарядов возникают интенсивные акустические колебания продольной моды, передающиеся на блок стабилизаторов и вызывающие колебательный режим лопастей блока стабилизаторов, что также снижает надежность функционирования.
Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) являлось создание конструкции ракетной части, позволяющей обеспечить ее функционирование при использовании топлив с повышенными энергетическими характеристиками.
Общими признаками с предлагаемым устройством является наличие в ракетной части корпуса с теплозащитным покрытием и блока стабилизаторов.
В отличие от прототипа в предлагаемой авторами ракетной части перед блоком стабилизаторов на расстоянии 0,025…0,25 калибра от стыка корпуса и блока стабилизаторов на внутренней поверхности корпуса размещена втулка из эластичного материала с низкой температурой абляции в кольцевой проточке, причем в месте стыка теплозащитного покрытия с втулкой теплозащитное покрытие выполнено с внутренним кольцевым уступом, прилегающим к втулке.
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 повышение надежности функционирования ракетной части за счет снижения нагрева в области резьбового соединения корпуса и блока стабилизаторов и демпфирования акустических колебаний.
Указанный технический результат достигается тем, что в известной ракетной части, содержащей корпус с теплозащитным покрытием и блок стабилизаторов, особенность заключается в том, что перед блоком стабилизаторов, на расстоянии 0,025…0,25 калибра от стыка корпуса и блока стабилизаторов на внутренней поверхности корпуса размещена втулка из эластичного материала с низкой температурой абляции в кольцевой проточке, причем в месте стыка теплозащитного покрытия с втулкой теплозащитное покрытие выполнено с внутренним кольцевым уступом, прилегающим к втулке.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними позволяет, в частности, за счет:
- размещения перед блоком стабилизаторов на расстоянии 0,025…0,25 калибра от стыка корпуса и блока стабилизаторов на внутренней поверхности корпуса втулки из эластичного материала с низкой температурой абляции - обеспечить при работе ракетной части за счет процесса абляции втулки образование низкотемпературного пристеночного слоя продуктов абляции втулки, эффективно защищающих область резьбового соединения корпуса и блока стабилизаторов от воздействия высокотемпературных продуктов сгорания заряда ракетной части. При увеличении расстояния от стыка корпуса и блока стабилизаторов свыше 0,25 калибра данное техническое решение становится неэффективным из-за «размывания» пристеночного слоя, при уменьшении расстояния менее 0,025 калибра ввиду размещения втулки в кольцевой проточке корпуса уменьшается прочность соединения корпуса и блока стабилизаторов. Кроме того, выполнение втулки из эластичного материала обеспечивает эффективное демпфирование акустических колебаний продольной моды при работе ракетной части, что позволяет резко снизить вероятность возникновения колебательных режимов при функционировании блока стабилизаторов;
- размещения втулки в кольцевой проточке корпуса - позволяет исключить отрыв втулки от корпуса ракетной части при воздействии акустических колебаний;
- выполнения теплозащитного покрытия с внутренним кольцевым уступом в месте стыка теплозащитного покрытия с втулкой - обеспечить надежное соединение втулки с корпусом и защитным покрытием, исключить проникновение высокотемпературных продуктов сгорания к корпусу 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 «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 с теплозащитным покрытием и блок стабилизаторов, согласно изобретению перед блоком стабилизаторов, на расстоянии 0,025…0,25 калибра от стыка корпуса и блока стабилизаторов на внутренней поверхности корпуса размещена втулка из эластичного материала с низкой температурой абляции в кольцевой проточке, причем в месте стыка теплозащитного покрытия с втулкой теплозащитное покрытие выполнено с внутренним кольцевым уступом, прилегающим к втулке.
Сущность изобретения поясняется фиг.1, на которой изображена предлагаемая ракетная часть реактивного снаряда.
Предлагаемая ракетная часть содержит корпус 1, на внутренней поверхности которого нанесено теплозащитное покрытие 2 с внутренним кольцевым уступом 3, прилегающим к втулке 4, размещенной в кольцевой проточке 5 на расстоянии l=0,025…0,25 калибра d от стыка корпуса 1 и блока стабилизаторов 6.
Предлагаемое устройство работает следующим образом.
При работе ракетной части под воздействием высокотемпературных продуктов сгорания происходит абляция втулки 4, образование низкотемпературного пристеночного слоя газообразных продуктов абляции, эффективно защищающих область резьбового соединения корпуса 1 и блока стабилизаторов 6, что исключает возможность деформации корпуса 1 и несоосности корпуса и блока стабилизаторов. Наличие кольцевого уступа 3 теплозащитного покрытия 2, прилегающего к втулке 4, исключает возможность проникновения высокотемпературных продуктов сгорания к корпусу 1 ракетной части. За счет размещения в ракетной части в месте стыка корпуса 1 и блока стабилизаторов 6 втулки 5 из эластичного материала достигается эффективное гашение акустических колебаний.
Применение ракетной части в соответствии с изобретением позволило повысить надежность ее функционирования.
Изобретение может быть использовано при разработке реактивных снарядов различного применения, в том числе для реактивных систем залпового огня.
Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями опытных образцов ракетных частей, выполненных в соответствии с изобретением.
В настоящее время разработана конструкторская документация, проведены государственные испытания, намечено серийное производство.