КОРПУС РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА
SOLID-PROPELLANT ROCKET ENGINE BODY

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к корпусам ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ), и предназначено для использования в твердотопливных двигателях различных ракет, в том числе реактивных снарядов систем залпового огня.
К числу основных требований к корпусам современных ракетных двигателей твердого топлива наряду с требованиями по обеспечению герметичности, минимальной массы и ряда других относятся требования по обеспечению при работе двигателя необходимой точности по перекосу и смещению осей корпуса и стыкуемых узлов, например, соплового блока, что необходимо для минимизации массового эксцентриситета и эксцентриситета реактивной силы, во многом определяющих точность стрельбы.
Известны корпуса ракетных двигателей твердого топлива реактивных снарядов, содержащие цилиндрическую обечайку и концевые части, включающие переходные и резьбовые участки (см., например, патент РФ №2218472, опубл. 10.12.2003 г. БИ №34).
Такое техническое решение обеспечивает работоспособность корпусов ракетных двигателей твердого топлива, но не удовлетворяет требованиям точности по перекосу, смещению осей корпуса и стыкуемых отсеков, например, соплового блока.
Таким образом, задачей данного технического решения является обеспечение работоспособности корпуса ракетного двигателя без предъявления требований точности по перекосу, смещению осей корпуса и стыкуемых отсеков.
Общими признаками с предлагаемым корпусом является наличие цилиндрической обечайки и концевых частей с переходными и резьбовыми участками.
Наиболее близким по технической сути и достигаемому техническому результату является корпус ракетного двигателя твердого топлива, содержащий цилиндрическую обечайку, концевые части, включающие переходные, резьбовые участки и цилиндрическую проточку, прилегающую к торцу, принятый авторами за прототип (см. И.С. Голубев и др. Конструкция и проектирование летательных аппаратов. - М.: Машиностроение, 1995, стр.236).
Такая конструкция корпуса позволяет обеспечить работоспособность корпуса и несколько улучшить точность за счет наличия цилиндрической проточки по перекосу и смещению осей корпуса и стыкуемых элементов, например, соплового блока, но не обеспечивает современных требований по точности по перекосу и смещению указанных осей при работе ракетного двигателя. Причиной этого является возникновение при работе ракетного двигателя твердого топлива значительных температурных напряжений в зоне перехода тонкостенной обечайки в переходный участок (толщина которых в несколько раз превышает толщину обечайки) из-за существенного различия в тепловом состоянии обечайки и переходного участка. Это приводит к возникновению существенных несимметричных (в силу наличия допусков и неоднородности материалов) деформаций корпуса в зоне перехода обечайки в переходный участок под действием аэродинамических сил и моментов, искривления оси реактивного снаряда и значительной величины эксцентриситета реактивной силы и эксцентриситета масс.
Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) являлось создание конструкции корпуса ракетного двигателя твердого топлива с элементами, позволяющими несколько снизить в начальный момент работы ракетного двигателя (при отсутствии существенного нагрева корпуса) перекос и смещение осей корпуса и стыкуемых элементов.
Общим признаком с предлагаемым корпусом является наличие в корпусе цилиндрической обечайки, концевых частей, включающих переходные, резьбовые участки и цилиндрическую проточку, прилегающую к торцу.
В отличие от прототипа в предлагаемом корпусе одна или обе концевые части выполнены с цилиндрическим утолщением между обечайкой и переходным участком с наружным диаметром (0,985…0,995) D, толщиной (1,2…1,7) δ и длиной (0,05…0,15) D, где D - калибр реактивного снаряда, δ - толщина цилиндрической обечайки, при этом с наружной стороны концевой части выполнены конические компенсаторы, причем компенсаторы расположены между обечайкой и цилиндрическим утолщением, а также между цилиндрическим утолщением и переходным участком, причем углы конусности компенсаторов составляют 10-20 градусов.
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 снижения эксцентриситета тяги за счет уменьшения смещения и перекоса осей корпуса и стыкуемых элементов при работе РДТТ.
Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известном корпусе, содержащем цилиндрическую обечайку, концевые части, включающие переходные, резьбовые участки и цилиндрическую проточку, прилегающую к торцу, особенность заключается в том, что одна или обе концевые части выполнены с цилиндрическим утолщением между обечайкой и переходным участком с наружным диаметром (0,985…0,995) D, толщиной (1,2…1,7) δ и длиной (0,05…0,15) D, где D - калибр реактивного снаряда, δ - толщина цилиндрической обечайки, кроме того, с наружной стороны концевой части выполнены конические компенсаторы, при этом компенсаторы расположены между обечайкой и цилиндрическим утолщением, а также между цилиндрическим утолщением и переходным участком, причем углы конусности компенсаторов составляют 10-20 градусов.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними позволяют, в частности, за счет выполнения одной или обеих концевых частей с цилиндрическим утолщением между обечайкой и переходным участком с наружным диаметром (0,985…0,995) D, толщиной (1,2…1,7) δ и длиной (0,05…0,15) D, где D - калибр реактивного снаряда, δ - толщина цилиндрической обечайки, выполнения конических компенсаторов с наружной стороны концевой части, расположения компенсаторов между обечайкой и цилиндрическим утолщением, а также между цилиндрическим утолщением и переходным участком, с углами конусности компенсаторов, составляющими 10-20 градусов, снизить величину температурных напряжений в зоне перехода тонкостенной обечайки в переходный участок, значительно уменьшить несимметричные деформации корпуса в зоне перехода обечайки в переходный участок и соответственно снизить искривление оси реактивного снаряда, эксцентриситета реактивной силы и эксцентриситет масс. При уменьшении наружного диаметра цилиндрического утолщения менее 0,985 D и толщины утолщения менее 1,2 δ повышается градиент температур цилиндрического утолщения и переходного участка, что приводит к росту температурных напряжений и соответствующему возрастанию температурных деформаций в этой зоне. При увеличении наружного диаметра цилиндрического утолщения свыше 0,995 D и толщины утолщения свыше 1,7 δ возрастает также увеличение температурных деформаций и увеличение массового эксцентриситета и эксцентриситета тяги. При уменьшении длины цилиндрического утолщения менее 0,05 D увеличивается градиент температур обечайки и переходного участка, что вызывает увеличение эксцентриситета тяги и эксцентриситета масс. Увеличение длины утолщения свыше 0,15 D не приводит к существенному уменьшению градиента температур, а следовательно, и деформаций, но увеличивает пассивную массу корпуса ракетного двигателя, что ведет к уменьшению полезной нагрузки. При увеличении угла конусности компенсаторов более 20 градусов увеличивается градиент температур в зонах перехода от обечайки к цилиндрическому утолщению и от цилиндрического утолщения к переходному участку, а следовательно, и температурные напряжения в указанных зонах, что также снижает возможность несимметричных деформаций корпуса. При уменьшении угла конусности менее 10 градусов нерационально увеличивается длина компенсаторов и масса корпуса при незначительном снижении деформаций.
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 корпусе ракетного двигателя твердого топлива, содержащем цилиндрическую обечайку, концевые части, включающие переходные, резьбовые участки и цилиндрическую проточку, прилегающую к торцу, согласно изобретению одна или обе концевые части выполнены с цилиндрическим утолщением между обечайкой и переходным участком с наружным диаметром (0,985…0,995) D, толщиной (1,2…1,7) δ и длиной (0,05…0,15) D, где D - калибр реактивного снаряда, δ - толщина цилиндрической обечайки, кроме того, с наружной стороны концевой части выполнены конические компенсаторы, при этом компенсаторы расположены между обечайкой и цилиндрическим утолщением, а также между цилиндрическим утолщением и переходным участком, причем углы конусности компенсаторов составляют 10-20 градусов.
Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг.1 представлен общий вид корпуса ракетного двигателя твердого топлива.
1
Корпус ракетного двигателя твердого топлива содержит цилиндрическую обечайку 1, цилиндрическое утолщение 2, концевые части, включающие переходные 3, резьбовые участки 4, цилиндрическую проточку 5, конические компенсаторы 6. Углы конусности α компенсаторов 6 составляют 10-20 градусов. Цилиндрическое утолщение 2 имеет наружный диаметр Dy, равный (0,985…0,995) калибра реактивного снаряда (D), толщину δ, равную (1,2…1,7) толщины δ цилиндрической обечайки 1, и длину L - (0,05…0,15) калибра реактивного снаряда D.
Функционирование предлагаемого корпуса ракетного двигателя твердого топлива происходит следующим образом.
При работе ракетного двигателя твердого топлива происходит нагрев обечайки 1, цилиндрического утолщения 2 и переходных участков 3 и резьбовых участков 4, причем нагрев тонкостенной обечайки 1 существенно превышает нагрев переходного 3 и резьбового 4 участков. За счет выбранной оптимальной геометрии цилиндрического утолщения 2 происходит выравнивание градиентов температур обечайки 1 и центрирующего утолщения 2 в зоне их контакта и градиента температур цилиндрического утолщения 2 и переходного 3 и резьбового 4 участков с проточкой 5 и конических компенсаторов 6. Это резко снижает уровень температурных напряжений в этих областях и соответственно уровень несимметричных деформаций обечайки 1, утолщения 2, переходных участков 3, резьбовых участков 4 с проточкой 5 и конических компенсаторов 6, следствием чего является значительное снижение эксцентриситета тяги и эксцентриситета масс.
Выполнение корпуса ракетного двигателя твердого топлива в соответствии с изобретением позволило обеспечить резкое снижение эксцентриситета тяги и эксцентриситета масс при работе двигателя и повысить точности и кучности стрельбы.
Изобретение может быть использовано при разработке корпусов ракетного двигателя твердого топлива различного назначения, в том числе реактивных снарядов систем залпового огня.
Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями опытных образцов реактивных снарядов с корпусами ракетных двигателей, выполненных по документации в соответствии с изобретением.