RU2791165C1 - Корпус ракетной части реактивного снаряда - Google Patents
Корпус ракетной части реактивного снаряда Download PDFInfo
- Publication number
- RU2791165C1 RU2791165C1 RU2022125225A RU2022125225A RU2791165C1 RU 2791165 C1 RU2791165 C1 RU 2791165C1 RU 2022125225 A RU2022125225 A RU 2022125225A RU 2022125225 A RU2022125225 A RU 2022125225A RU 2791165 C1 RU2791165 C1 RU 2791165C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas ducts
- heat
- peripheral
- thickness
- shielding coating
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в реактивных снарядах. Корпус ракетной части содержит стартовую (7) и маршевую (1) камеры сгорания с обечайками (2) и (6), диафрагму (3) с осевым (9) и периферийными (5) газоводами с мембранами и сопло. Площадь проходного сечения осевого газовода составляет не менее 0,1 суммарной площади проходного сечения газоводов. Толщина теплозащитного покрытия поверхностей периферийных газоводов, обращенных к обечайкам (2) и (6) камер сгорания, составляет 1,5…3,0 толщины теплозащитного покрытия боковых и внутренних поверхностей периферийных газоводов. Обеспечивается повышение стабильности характеристик и надежности работы. 1 ил.
Description
Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в реактивных снарядах.
К числу основных задач, решаемых при создании корпусов двухрежимных двухкамерных ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ) является обеспечение стабильности характеристик и надежности работы.
Известны конструкции корпуса РДТТ, содержащие стартовую и маршевую камеры сгорания, диафрагму с газоводами каждый из которых снабжен отделяющейся мембраной с отверстиями и сопло (см. патент РФ №2390646, БИ №15, опубл. 27.05.2010 г.).
Задачей данного технического решения являлось создание конструкции двухрежимных РДТТ.
Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией является наличие стартовой и маршевой камеры сгорания, диафрагмы с газоводами, с мембранами и соплом.
Однако данная конструкция имеет недостаток, заключающихся в больших потерях полного давления при истечении продуктов сгорания через мембрану малого диаметра ориентированную в различных направлениях, что приводит к разбросу давления и снижению стабильности характеристик.
Наиболее близкой по технической сути к достигаемому результату является корпус РДТТ, содержащий стартовую и маршевую камеры сгорания, диафрагму с газоводами с мембранами и сопло (см. РДТТ, патент РФ 2687500), принятый за прототип.
Известный РДТТ работает следующим образом. После прорыва мембраны периферийных и осевого газоводов продукты сгорания движутся через газовод большого проходного сечения, ориентированного по направлению к соплу, что резко снижает потери и разброс давления чем достигается стабильность характеристик. Однако, как показали теоретические и экспериментальные исследования, при больших значениях секундномассового расхода через газоводы диафрагмы большая часть потока продуктов сгорания в области диафрагмы движется в радиальном направлении к обечайке маршевой камеры сгорания, резко разворачивается и втекает в периферийные газоводы. Такой характер течения сопровождается турбулизацией потока и резкой интенсификацией теплообмена в области газоводов, особенно у внешней поверхности газоводов, обращенной к обечайке стартовой камеры сгорания, что приводит к интенсивному уносу теплозащитного материала данной поверхности и демонтажу РДТТ.
Таким образом задачей данного технического решения (прототипа) являлось создание конструкции РДТТ, обеспечивающей стабильность характеристик и надежность работы, при невысоких значениях секундно-массового расхода через газоводы диафрагмы.
Общими признаками с предлагаемым устройством является наличие в корпусе стартовой и маршевой камеры сгорания, диафрагмы с осевым и периферийными газоводами с мембранами и сопло.
В отличии от прототипа площадь проходного сечения осевого газовода составляет не менее 0,1 суммарной площади проходного сечения газоводов, при этом толщины теплозащитного покрытия поверхностей периферийных газоводов, обращенных к обечайке стартовой камеры сгорания, составляет 1,5…3,0 толщины теплозащитного покрытия боковых и внутренних поверхностей периферийных газоводов.
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 предполагаемого изобретения является повышение стабильности характеристик и надежности работы.
Указанный технический результат достигается тем, что в известном РДТТ содержащем стартовую и маршевую камеры сгорания, диафрагму с осевым и периферийными газоводами с мембранами и сопло, отличающимся тем, что в нем площадь проходного сечения осевого газовода составляет не менее 0,1 суммарной площади проходного сечения газоводов, при этом толщины теплозащитного покрытия поверхностей периферийных газоводов, обращенных к обечайке стартовой камеры сгорания, составляет 1,5…3,0 толщины теплозащитного покрытия боковых и внутренних поверхностей периферийных газоводов.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними позволяет, в частности, за счет выполнения в нем:
- площади проходного сечения осевого газовода не менее 0,1 суммарной площади проходного сечения газоводов, обеспечить снижение доли продуктов сгорания, втекающих в периферийные газоводы, что снижает тепловую нагрузку на периферийные газоводы.
- за счет толщины теплозащитного покрытия поверхностей периферийных газоводов, обращенных к обечайке стартовой камеры сгорания, составляющей 1,5…3,0 толщины теплозащитного покрытия боковых и внутренних поверхностей периферийных газоводов исключить возможность локального уноса теплозащитного материала поверхности периферийных газоводов, обращенных к области стартовой камеры сгорания, а, следовательно, демонтаж корпуса.
Признаки, отличающие предлагаемое техническое решение от прототипа, не выявлены в других технических решениях и неизвестны 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 корпус ракетной части, содержащий стартовую и маршевую камеры сгорания, диафрагму с осевым и периферийными газоводами с мембранами и сопло, отличающийся тем, что в нем площадь проходного сечения осевого газовода составляет не менее 0,1 суммарной площади проходного сечения газоводов, при этом толщины теплозащитного покрытия поверхностей периферийных газоводов, обращенных к обечайке стартовой камеры сгорания, составляет 1,5….3,0 толщины теплозащитного покрытия боковых и внутренних поверхностей периферийных газоводов согласно изобретению.
Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг. 1 изображен предлагаемый корпус, который содержит маршевую камеру сгорания 1 с обечайкой 2, диафрагму 3, теплозащитное покрытие 4 периферийные газоводы 5, обращенные к обечайке 6 стартовой камеры сгорания 7, теплозащитное покрытие 8 внутренней поверхности газовода 5, осевой газовод 9, сопло 10, мембрану 11. Площадь проходного сечения газовода 9 составляет не менее 0,1 суммарной площади газоводов 5 и 9, толщина теплозащитного покрытия 4 составляет 1,5…3,0 толщины теплозащитного покрытия 8.
Предложенное устройство работает следующим образом. При функционировании корпуса после разрушения мембраны 11 продукты сгорания движутся к диафрагме 3, проходят через газоводы 5 и 9 и истекают через сопло 10. При этом часть газового потока движется в радиальном направлении, разворачивается у обечайки 2 в противоположном направлении и втекает в газоводы 5 с высоким уровнем турбулентности и значением коэффициента конвективной теплоотдачи, что приводит к уносу покрытия 4. За счет выбранного соотношения площадей проходного сечения газовода 3 и суммарного площади газоводов 3 и 5 обеспечивается снижение расхода через газовод 5, и как следствие снижается коэффициент конвективной теплоотдачи, а за счет локального увеличения толщины теплозащитного покрытия 4 исключается прогар диафрагмы 3 и демонтаж корпуса, чем в совокупности достигается повышение надежности работы и стабильность характеристик.
Выполнение РДТТ в соответствии с изобретением позволило обеспечить надежное функционирование РДТТ.
Изобретение может быть использовано при разработке различных РДТТ.
Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями опытных образцов РДТТ, выполненных в соответствии с изобретением.
Claims (1)
- Корпус ракетной части, содержащий стартовую и маршевую камеры сгорания с обечайками, диафрагму с осевым и периферийными газоводами с мембранами и сопло, отличающийся тем, что в нем площадь проходного сечения осевого газовода составляет не менее 0,1 суммарной площади проходного сечения газоводов, при этом толщина теплозащитного покрытия поверхностей периферийных газоводов, обращенных к обечайке стартовой камеры сгорания, составляет 1,5…3,0 толщины теплозащитного покрытия боковых и внутренних поверхностей периферийных газоводов.
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2791165C1 true RU2791165C1 (ru) | 2023-03-03 |
Family
ID=
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4075832A (en) * | 1974-12-09 | 1978-02-28 | Dynamit Nobel Aktiengesellschaft | Partition for rocket motors |
JPH0385356A (ja) * | 1989-08-28 | 1991-04-10 | Tech Res & Dev Inst Of Japan Def Agency | 2段推力型ロケットモータ |
US5160070A (en) * | 1988-08-11 | 1992-11-03 | Fike Corporation | Reverse bulged forward acting scored rupture disc bulkhead structure for multi-stage rocket motor |
RU2687500C1 (ru) * | 2017-12-13 | 2019-05-14 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" | Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива |
RU2704058C1 (ru) * | 2018-11-20 | 2019-10-23 | Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Искра" имени Ивана Ивановича Картукова" (АО "МКБ "Искра") | Разделительное днище многоимпульного ракетного двигателя на твердом топливе |
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4075832A (en) * | 1974-12-09 | 1978-02-28 | Dynamit Nobel Aktiengesellschaft | Partition for rocket motors |
US5160070A (en) * | 1988-08-11 | 1992-11-03 | Fike Corporation | Reverse bulged forward acting scored rupture disc bulkhead structure for multi-stage rocket motor |
JPH0385356A (ja) * | 1989-08-28 | 1991-04-10 | Tech Res & Dev Inst Of Japan Def Agency | 2段推力型ロケットモータ |
RU2687500C1 (ru) * | 2017-12-13 | 2019-05-14 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" | Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива |
RU2704058C1 (ru) * | 2018-11-20 | 2019-10-23 | Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Искра" имени Ивана Ивановича Картукова" (АО "МКБ "Искра") | Разделительное днище многоимпульного ракетного двигателя на твердом топливе |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2470169C2 (ru) | Турбомашина с диффузором | |
KR100791168B1 (ko) | 배기 터보식 과급기 | |
US20190093553A1 (en) | Reverse-flow core gas turbine engine with a pulse detonation system | |
RU2008135874A (ru) | Камера сгорания турбомашины со спиральной циркуляцией воздуха | |
US10655497B2 (en) | Turbocharger | |
RU2791165C1 (ru) | Корпус ракетной части реактивного снаряда | |
RU2429370C1 (ru) | Форсуночная головка камеры сгорания жрд | |
RU2707997C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги | |
RU2790916C1 (ru) | Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2687500C1 (ru) | Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2428579C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива с поворотным управляющим соплом (варианты) | |
JP2019528393A (ja) | 軸方向供給タービンを備えるブースタターボポンプ | |
RU2298110C2 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2798116C1 (ru) | Ракетная часть вращающегося реактивного снаряда, запускаемого из гладкоствольной трубчатой направляющей | |
RU2765592C1 (ru) | Форсунка с форсуночными элементами, расположенными в окружных рядах, которые чередуются между закручиванием против часовой стрелки и закручиванием по часовой стрелке | |
JP2013541664A (ja) | 飛行機械、特にミサイル用の推進システム | |
RU2790914C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2325545C1 (ru) | Внутренняя оболочка сопла камеры жидкостного ракетного двигателя | |
RU2183762C1 (ru) | Двухрежимный сопловой блок для ракетного двигателя | |
RU2715453C1 (ru) | Многорежимный ракетный двигатель твердого топлива | |
US9194335B2 (en) | Rocket engine coolant system including an exit manifold having at least one flow guide within the manifold | |
RU2808543C1 (ru) | Ракетная часть реактивного снаряда, запускаемого из трубчатой направляющей | |
US11795891B2 (en) | Detonation rocket engine comprising an aerospike nozzle and centring elements with cooling channels | |
RU2783054C1 (ru) | Двухрежимный ракетный двигатель на твердом топливе | |
RU2218472C1 (ru) | Корпус ракетного двигателя твердого топлива |