ОХЛАЖДАЮЩЕЕ УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОХЛАЖДЕНИЯ ГАЗООБРАЗНЫХ ПРОДУКТОВ СГОРАНИЯ ИЗ БЕЗОТКАТНОГО ПРОТИВОТАНКОВОГО ОРУЖИЯ

Настоящее изобретение относится к охлаждающему устройству для охлаждения пороховых газов из безоткатного противотанкового оружия для снижения звукового давления оружия. Изобретение специально предназначено для противотанкового оружия типа ручного противотанкового гранатомета «базука», которым стреляют из тесных/ограниченных помещений, в которых создаются высокие уровни звукового давления.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Одна проблема с современным ручным безоткатным оружием типа противотанкового гранатомета «базука» при стрельбе в тесных помещениях - это высокие уровни звукового давления, которые создаются вокруг оружия как следствие расширения газообразных продуктов сгорания и усиливающего эффекта, даваемого тесными помещениями. Высокие уровни звукового давления негативно влияют на стрелка из оружия, приводя, в частности, к ухудшению способности стрелять. Высокие уровни звукового давления также могут вызвать повреждения у стрелка. Одним из способов снижения звукового давления является охлаждение газообразных продуктов сгорания.

Известные решения для охлаждения газообразных продуктов сгорания относятся к ракетному оружию, в котором ствол используется в качестве камеры сгорания, где резервуар, содержащий охлаждающую жидкость, расположен в стволе за зарядом метательного взрывчатого вещества. Повышение давления в стволе, вызванное зарядом метательного взрывчатого вещества, приводит к взрывному открытию резервуара охладителя, после чего охлаждающая жидкость, обычно вода, смешивается с газообразными продуктами сгорания более или менее мгновенно.

Процесс происходит на начальном этапе, в течение первой части процесса горения, что означает, что дальнейшее охлаждение в течение последующей части процесса горения невозможно.

ЦЕЛЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ И ЕГО ОТЛИЧИТЕЛЬНЫЕ ПРИЗНАКИ

Главной целью настоящего изобретения является охлаждающее устройство, которое позволяет управлять охлаждением газообразных продуктов сгорания из ракетного двигателя в течение частей или всего процесса горения ракетного двигателя с целью управляемого снижения звукового давления, особенно в тесных помещениях.

Дополнительной целью настоящего изобретения является упрощенное охлаждающее устройство, имеющие несколько частей, которыми не нужно управлять отдельно.

Упомянутым целям, а также другим целям, которые здесь не перечисляются, удовлетворительно соответствует в силу достоинства то, что заявлено в независимых пунктах формулы настоящего изобретения. Варианты осуществления изобретения приведены в зависимых пунктах формулы изобретения.

Таким образом, согласно настоящему изобретению, предоставляется охлаждающее устройство для охлаждения газообразных продуктов сгорания из ракетного двигателя в противотанковом оружии, предпочтительно типа ручного безоткатного ракетного оружия для стрельбы ракетой/снарядом из тесных помещений, в которых создается опасное звуковое давление, причем упомянутое охлаждающее устройство содержит резервуар охладителя, содержащий охладитель и расположенный так, что охладитель в ответ на повышение давления в ракетном двигателе в результате воспламенения заряда метательного взрывчатого вещества переносится из резервуара охладителя в газообразный продукт сгорания в выходных отверстиях ракетного двигателя.

Охлаждающее устройство отличается тем, что резервуар охладителя представляет собой неотделяемую часть ракетного двигателя, причем резервуар охладителя соединен по меньшей мере двумя впускными отверстиями для газа с камерой сгорания, расположенной в ракетном двигателе, для повышения давления охладителя и по меньшей мере двумя выходными отверстиями для охладителя в сопло ракетного двигателя, расположенное в ракетном двигателе, для передачи охладителя из резервуара охладителя в сопло ракетного двигателя в течение частей или всего процесса горения в камере сгорания.

В соответствии с дополнительными аспектами охлаждающего устройства, верно в соответствии с изобретением:

что резервуар охладителя состоит из наружной стенки в виде корпуса, расположенного соосно камере сгорания и соплу ракетного двигателя, камеры сгорания и сопла ракетного двигателя, которые выполнены как блок, имеющий общую внешнюю стенку, которая представляет собой внутреннюю стенку резервуара охладителя, и что корпус резервуара охладителя закреплен на передней и на задней части общей внешней стенки камеры сгорания и сопла ракетного двигателя,

что резервуар охладителя представляет собой цилиндр с рубашкой, расположенный соосно камере сгорания и соплу ракетного двигателя и состоящий из внешней стенки и внутренней стенки, причем внутренняя стенка образует разделительную стенку с камерой сгорания и соплом ракетного двигателя,

что впускные отверстия для газа в резервуар охладителя представляют собой по меньшей мере два круглых отверстия, расположенных на передней части внутренней стенки резервуара охладителя, и что выходные отверстия для охладителя к выходному соплу представляют собой по меньшей мере два круглых отверстия, расположенных на задней части внутренней стенки резервуара охладителя,

что одно или несколько впускных отверстий для газа содержат разрывную мембрану, откалиброванную для того, чтобы разрываться в случае давления, которое ниже, чем давления забивки для ракетного двигателя,

что резервуар охладителя содержит приводимый газом поршень для регулирования потока охладителя от резервуара охладителя к выходному соплу,

что поршень содержит уплотнительные кольца для формирования газового затвора между поршнем и внутренней стенкой резервуара охладителя,

что охладитель является жидкостью и содержит противозамерзающую добавку.

ПРЕИМУЩЕСТВА И ЭФФЕКТЫ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Изобретение предполагает ряд преимуществ и эффектов.

Поскольку охладитель может подаваться в газообразный продукт сгорания на всем протяжении процесса горения, достигается выравнивание давления в стволе, что означает, что избегают переходных процессов. Таким образом, ствол может быть откалиброван для более низкого максимального давления, что имеет следствием уменьшение веса.

Охлаждающее устройство является неотделяемой частью ракетного двигателя и выходного сопла оружия, что означает, что введение охладителя в газообразный продукт сгорания ракетного двигателя не зависит от положения ракетного двигателя в стволе.

Количество охладителя может быть легко приведено в соответствие с частью или со всем процессом горения порохового заряда.

Физическим положением примешивания охладителя в газообразный продукт сгорания можно управлять, изменяя положение выходных отверстий для газа на стенке сопла.

Примешиванием охладителя в газообразный продукт сгорания также можно управлять посредством регулирования через приводимый газом поршень и/или через клапаны в выходных отверстиях для газа, например разрывные мембраны.

Примешиванием охлаждающей жидкости в газообразный продукт сгорания можно, в конечном итоге, управлять посредством адаптивного регулирования давления с помощью датчиков, которые, например, определяют давление в камере сгорания.

В результате упомянутых измерений зона безопасности позади оружия может быть уменьшена.

Дополнительные преимущества и эффекты изобретения выявятся из изучения и рассмотрения следующего: подробного описание изобретения с одновременной ссылкой на чертежи, на которых:

На Фиг. 1 схематично представлен продольный разрез охлаждающего устройства, расположенного в ракетном двигателе,

На Фиг. 2 схематично представлен продольный разрез охлаждающего устройства альтернативной конструкции.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

На Фиг. 1 и 2 представлены два варианта осуществления охлаждающего устройства 2, 20 согласно изобретению. Охлаждающее устройство 2, 20 особенно подходит для использования в противотанковом оружии типа ручного противотанкового гранатомета «базука», которым стреляют из тесных помещений, в которых создаются высокие уровни звукового давления. Однако охлаждающее устройство 2, 20, в принципе, может быть использовано для всех типов оружия с обратной газовой струей типа противотанкового гранатомета «базука», в котором используются ракеты/снаряды, содержащие ракетный двигатель 1 с камерой 7 сгорания и соплом 9 ракетного двигателя.

Охлаждающее устройство 2 на Фиг. 1 содержит резервуар 3 охладителя, имеющий внешнюю стенку 12 в виде корпуса, скомпонованного как неотделяемая часть ракетного двигателя 1. Резервуар 3 охладителя расположен соосно камере 7 сгорания и соплу 9 ракетного двигателя 1, внешняя стенка 12 резервуара 3 охладителя также составляет внешнюю стенку ракетного двигателя 1. Камера 7 сгорания и сопло 9 ракетного двигателя представляют собой составляющий единое целое блок, имеющий общую внешнюю стенку 11, которая представляет часть наружной стенки 12 резервуара 3 охладителя и крепится к передней части общей внешней стенки 11 камеры 7 сгорания и сопла 9 ракетного двигателя, предпочтительно с помощью сварного соединения, винтового соединения или соединения на резьбе.

Соответственно, задняя часть наружной стенки 12 резервуара 3 охладителя крепится к задней части общей внешней стенки 11 камеры 7 сгорания и сопла 9 ракетного двигателя, с помощью сварного соединения, винтового соединения или соединения на резьбе.

Резервуар 3 охладителя содержит охладитель 4, который, предпочтительно, содержит воду. Охладитель 4 также содержит одно или несколько веществ для снижения температуры замерзания охлаждающей среды 4, например гликоль и хлорид натрия. Также могут быть использованы другие виды известных охлаждающих жидкостей. Охладитель 4 также может быть в виде геля.

В передней части разделительной стенки расположены по меньшей мере два впускных отверстия 8 для газа, так что газообразные продукты сгорания от заряда 5 метательного взрывчатого вещества, находящиеся в камере 7 сгорания, в ответ на повышение давления от метательного заряда 5 могут перетекать в резервуар 3 охладителя для повышения давления охладителя 4.

Число впускных отверстий 8 для газа в резервуаре 3 охладителя по меньшей мере 2 и предпочтительно 5-10. Кроме того, впускным отверстиям 8 для газа, придается форма с круглым поперечным сечением, и они распределяются концентрически вокруг разделительной стенки 11.

Соответственно по меньшей мере два выходных отверстия 10 для охладителя расположены на задней части разделительной стенки 11, через которые находящийся под давлением охладитель 4 может быть передан из резервуара 3 охладителя на выходные отверстия 6 для газа сопла 9 ракетного двигателя для охлаждения газообразных продуктов сгорания.

Впускные отверстия 8 для газа, резервуар 3 охладителя и выходные отверстия 10 для охладителя формируют обходной путь от камеры 7 сгорания к выходным отверстиям на сопле 9 ракетного двигателя. Количество выходных отверстий 10 для охладителя по меньшей мере 2 и предпочтительно 5-10. Выходным отверстиям 10 для охладителя еще более предпочтительно придается форма с круглым поперечным сечением, и они равномерно распределяются концентрически вокруг разделительной стенки 11.

Впускные отверстия 8 для газа и выходные отверстия 10 для охладителя сформированы и расположены с учетом желаемого профиля охлаждения в ракете/выходных отверстиях 6 для газа на снаряде.

В специальном варианте осуществления (не показан) один или несколько из выходных отверстий 10 для охлаждающей жидкости содержат газодисперсионные сопла для формирования жидкостного тумана, то есть небольших капель жидкости с большой удельной поверхностью теплоотдачи и таким образом с значительным охлаждающим эффектом.

Когда оружие стреляет, заряд 5 метательного взрывчатого вещества ракетного двигателя 1 воспламеняется, после чего давление газа в камере 7 сгорания быстро растет до предельного значения, при котором сбрасывается заглушка 13 сопла, расположенная на входе сопла 9 ракетного двигателя.

При этом газообразные продукты сгорания текут из сопла 9 ракетного двигателя на высокой скорости и далее в ствол оружия, одновременно ракета/снаряд запускается вперед в стволе, как эффект реактивной силы газов.

При давлении газа, которое ниже давления сброса для заглушки 13 сопла, повышение давления (нагнетание) охладителя 4 запускается перетеканием газа сгорания через впускные отверстия 8 для газа в резервуар 3 охладителя.

Давление в резервуаре 3 охладителя регулируется предпочтительно с помощью одного или нескольких клапанов, расположенных во впускных отверстиях 8 для газа и/или в выходных отверстиях 10 для охладителя. Клапаны могут быть образованы, например, разрывными мембранами.

Регулирование с помощью клапанов также может быть объединено с выбором различных расположений впускных отверстий 8 для газа и выходных отверстий 10 для охладителя с целью достижения оптимального охлаждающего эффекта в течение частей или всего процесса горения.

На Фиг. 2 представлен альтернативный вариант осуществления резервуара 21 охладителя согласно изобретению. Резервуар 21 охладителя здесь представляет собой цилиндр с рубашкой, имеющий внутреннюю стенку 23 и внешнюю стенку 22.

Цилиндр 21 с рубашкой располагается соосно камере 7 сгорания и соплу 9 ракетного двигателя, причем внешняя стенка 22 цилиндра 21 составляет общую внешнюю стенку ракетного двигателя 1 и резервуара 21 охладителя, и внутренняя стенка 23 цилиндра 21 составляет разделительную стенку резервуара 21 охладителя с камерой 7 сгорания и соплом 9 ракетного двигателя.

По меньшей мере 2 и предпочтительно 5-10 впускных отверстий 8 для газа располагаются от камеры 7 сгорания до резервуара 21 охладителя, на передней части внутренней стенки 23. Кроме того, по меньшей мере два и предпочтительно 5-10 выходных отверстия 10 для охладителя от резервуара 21 охладителя до сопла 9 ракетного двигателя располагаются на задней части внутренней стенки 23.

Регулирование давления охладителя 4 в охлаждающем устройстве 20 в соответствии с Фиг. 2 ведется с помощью приводимого газом поршня 24, который расположен подвижно в резервуаре 21 охладителя. Когда охладитель 4 в резервуаре 21 охладителя находится под давлением, поршень 14 проталкивается в обратном направлении в резервуар 21 охладителя, после чего охладитель 4, который расположен за поршнем 24, вытесняется в сопло 9 ракетного двигателя через выходные отверстия 10 для охладителя.

Можно объединить регулирование давления с помощью поршня 24 с разрывными мембранами во впускных отверстиях для газа для более воспроизводимой настройки давления по времени в резервуаре 21 охладителя.

Изобретение не ограничивается представленными вариантами осуществления, может быть изменено различными способами в пределах объема формулы изобретения. Следует иметь в виду, в частности, что количество, размер, выбор материала и формы элементов и компонентов, составляющих одно целое с ракетным двигателем, которые имеют важное значение для изобретения, например метательное взрывчатое вещество, охладитель, разрывные мембраны, корпус и сопло, - могут быть приведены в соответствие в отношении друг друга и в отношении других неотделяемых элементов и компонентов в ракетном двигателе, стволе и снаряде/ракете противотанкового оружия.