Результат интеллектуальной деятельности: РАКЕТНАЯ ЧАСТЬ РЕАКТИВНОГО СНАРЯДА

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 РФ №2255298, содержащей тонкостенный корпус 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.

Известна ракетная часть реактивного снаряда системы БМ-21, содержащая тонкостенный корпус с большим относительным удлинением, теплозащитное покрытие корпуса ракетной части, блока стабилизаторов, соединенного с корпусом резьбовым соединением. 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 (Боевая машина БМ-21. Техническое описание и инструкция по эксплуатации. - М.: Военное издательство МО СССР, 1977, с. 74-75).

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 того, 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 всего снаряда в целом.

Известна ракетная часть реактивного снаряда, содержащая корпус с теплозащитным покрытием и блок стабилизаторов, при этом 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 (патент РФ №2537189, заявка №2013155015/11, 12.12.2013, МПК F42B 15/00 - прототип).

При работе ракетной части под воздействием высокотемпературных продуктов сгорания происходит абляция втулки, образование низкотемпературного пристеночного слоя газообразных продуктов абляции, защищающих область резьбового соединения корпуса и блока стабилизаторов. Наличие кольцевого уступа теплозащитного покрытия, прилегающего к втулке, исключает возможность проникновения высокотемпературных продуктов сгорания к корпусу ракетной части. За счет размещения в ракетной части в месте стыка корпуса и блока стабилизаторов втулки из эластичного материала достигается эффективное гашение акустических колебаний.

Основными недостатками является недостаточно эффективная защита места резьбового соединения корпуса и блока стабилизаторов, вызванная наличием кольцевого уступа в месте стыка втулки из эластичного материала и резьбового соединения блока стабилизаторов, что приводит к образованию застойных зон, последующей деформации корпуса и несоосности корпуса и блока стабилизаторов.

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.

Решение указанной задачи достигается тем, что в предложенной ракетной части реактивного снаряда, содержащей корпус с теплозащитным покрытием и блок стабилизаторов, соединяемые при помощи резьбового соединения, при этом 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, согласно изобретению торцевая поверхность втулки, обращенная к блоку стабилизаторов, выполнена с внутренним кольцевым уступом длиной не менее длины резьбового соединения между корпусом и блоком стабилизаторов, с внутренним диаметром, равным внутреннему диаметру втулки, и наружным диаметром, не превышающим внутренний диаметр блока стабилизаторов, при этом в резьбовом соединении между корпусом снаряда и корпусом блока стабилизаторов установлено кольцо из композиционного материала с низкой теплопроводностью.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 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. Торцевая поверхность втулки 4, обращенная к блоку стабилизаторов 6, выполнена с внутренним кольцевым уступом 7 длиной не менее длины резьбового соединения между блоком стабилизаторов, внутренним диаметром, равным внутреннему диаметру втулки, и наружным диаметром, не превышающим внутренний диаметр блока стабилизаторов. В резьбовом соединении между корпусом 1 снаряда и корпусом блока стабилизаторов 6 установлено кольцо 8 из композиционного материала с пониженной теплопроводностью.

Предложенная ракетная часть реактивного снаряда работает следующим образом. При работе ракетной части, под воздействием высокотемпературных продуктов сгорания происходит абляция втулки 4 и образование низкотемпературного пристеночного слоя газообразных продуктов абляции. Наличие кольцевого уступа 3 теплозащитного покрытия 2, прилегающего к втулке 4, исключает возможность проникновения высокотемпературных продуктов сгорания к корпусу 1 ракетной части. За счет того что втулка 4 выполнена с кольцевым уступом 7, кольцевой уступ 7 защищает от воздействия высокотемпературных продуктов сгорания место стыка корпуса 1 и блока стабилизаторов 6. В этом случае высокотемпературные продукты сгорания истекают по внутренней поверхности кольцевого уступа 7 и выводятся из корпуса 1, минуя кольцевой уступ между корпусом 1 и корпусом блока стабилизаторов 6, при этом происходит абляция внутренней поверхности кольцевого уступа 7, что приводит к дополнительному понижению температуры пристеночного слоя высокотемпературных продуктов сгорания. Наличие кольца 8 из композиционного материала с низкой теплопроводностью между корпусом 1 и блоком стабилизаторов 6 позволяет значительно уменьшить тепловые потоки от корпуса 1 к корпусу блока стабилизаторов 6. Наличие кольцевого уступа 7 и кольца 8 позволяет значительно снизить тепловые потоки в область резьбового соединения корпуса 1 и блока стабилизаторов 6, что исключает возможность деформации корпуса 1 и несоосности корпуса и блока стабилизаторов под действием тепловых нагрузок. 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.

Использование предложенного технического решения даст возможность снизить нагрев в области резьбового соединения корпуса и блока стабилизаторов и демпфировать акустические колебания, что, в конечном итоге, позволить повысить надежность функционирования ракетной части за счет исключения термического воздействия высокотемпературных продуктов сгорания.