RU2758016C1 - Rocket part - Google Patents
Rocket part Download PDFInfo
- Publication number
- RU2758016C1 RU2758016C1 RU2020140234A RU2020140234A RU2758016C1 RU 2758016 C1 RU2758016 C1 RU 2758016C1 RU 2020140234 A RU2020140234 A RU 2020140234A RU 2020140234 A RU2020140234 A RU 2020140234A RU 2758016 C1 RU2758016 C1 RU 2758016C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- damper
- combustion chamber
- rocket
- nozzle
- ring
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в реактивных снарядах систем залпового огня.The invention relates to rocket technology and is intended for use in rockets of multiple launch rocket systems.
К числу основных задач, решаемых при создании ракетных частей, относится увеличение энергетических характеристик при обеспечении надежности функционирования.Among the main tasks solved in the creation of missile units is the increase in energy characteristics while ensuring the reliability of operation.
Известна конструкция ракетной части, содержащая камеру и сопло (см. книгу В.Д. Куров, Ю.М. Должанский. Основы проектирования пороховых ракетных снарядов. Оборонгиз, 1961, стр. 143).Known design of the rocket part, containing a chamber and a nozzle (see the book VD Kurov, YM Dolzhansky. Fundamentals of designing powder rocket projectiles. Oborongiz, 1961, p. 143).
Задачей данного технического решения являлась разработка ракетной части, обеспечивающей размещение заряда твердого топлива.The task of this technical solution was the development of a rocket part that provides the placement of a solid fuel charge.
Общими признаками с предлагаемой ракетной частью является наличие камеры сгорания и сопла.Common features with the proposed rocket part are the presence of a combustion chamber and a nozzle.
Недостатком данной конструкции является то, что она не обеспечивает гашение акустических колебаний, возникающих при горении зарядов при высокой плотности заполнения.The disadvantage of this design is that it does not provide damping of acoustic vibrations arising from the combustion of charges at a high filling density.
Наиболее близкой по технической сути и достигнутому техническому результату является ракетная часть, содержащая камеру сгорания, включающую корпус, дно, сопло и демпфер для гашения акустических колебаний (см. книгу Я.М. Шапиро и др. Теория ракетных двигателей на твердом топливе. М.: Воениздат. 1968, стр. 150-151), принятая авторами за прототип. В данном техническом решении демпфер выполнен в виде набора тонкостенных перфорированных пластин, размещенных в канале заряда, что позволяет обеспечить гашение акустических колебаний.The closest in technical essence and the achieved technical result is the rocket part, which contains a combustion chamber, including a housing, a bottom, a nozzle and a damper for damping acoustic vibrations (see the book by Ya.M. Shapiro et al. The theory of solid propellant rocket engines. M. : Voenizdat. 1968, pp. 150-151), taken by the authors as a prototype. In this technical solution, the damper is made in the form of a set of thin-walled perforated plates placed in the charge channel, which allows damping of acoustic vibrations.
Известная ракетная часть работает следующим образом. После подачи электрического импульса срабатывает воспламенитель, зажигается заряд ракетной части, при этом продукты сгорания истекают из сопла, создавая тягу. Акустические колебания, возникающие при функционировании ракетной части, гасятся демпфером, что обеспечивает работу ракетной части.The known missile part works as follows. After the electric impulse is applied, the igniter is triggered, the charge of the rocket part is ignited, while the combustion products flow out of the nozzle, creating thrust. Acoustic vibrations arising during the operation of the missile part are damped by a damper, which ensures the operation of the missile part.
Однако, применение данного технического решения в ракетной части с зарядом с высокой температурой продуктов сгорания показало, что устройство не обеспечивает надежное функционирование в течение всего времени работы ракетной части, так как тонкостенные пластины выгорают к концу работы.However, the use of this technical solution in the rocket part with a charge with a high temperature of combustion products showed that the device does not provide reliable operation during the entire operation time of the rocket part, since the thin-walled plates burn out by the end of the operation.
Таким образом, задача данного технического решения (прототипа) являлось создание ракетной части, конструкция которой обеспечивает снижение уровня акустических колебаний при применении зарядов из топлив со сравнительно низкими температурами продуктов сгорания.Thus, the task of this technical solution (prototype) was to create a rocket part, the design of which provides a decrease in the level of acoustic vibrations when using charges from fuels with relatively low temperatures of combustion products.
Общими признаками с предлагаемым устройством является наличие камеры сгорания, включающей корпус, дно, сопло и демпфер для гашения акустических колебаний.Common features with the proposed device is the presence of a combustion chamber, including a housing, a bottom, a nozzle and a damper for damping acoustic vibrations.
В отличие от прототипа в предлагаемой ракетной части демпфер выполнен в виде продольно расположенных, скрепленных между собой ребер из термостойкого материала размещенных у дна камеры сгорания, длина демпфера составляет (0,15…0,30)D, на торцевой поверхности демпфера, обращенной к соплу, размещено кольцо с разностью наружного и внутреннего радиуса (0,20…0,35)D, демпфер и кольцо выполнены из композиционных материалов с высокой поглощающей способностью акустических колебаний, а дно снабжено осевым цилиндрическим выступом, прилегающим к корпусу камеры сгорания, шириной (0,2…0,5)D и внутренним диаметром (0,90…0,97) D, где D - внутренний диаметр корпуса.Unlike the prototype in the proposed rocket part, the damper is made in the form of longitudinally spaced, fastened together ribs made of heat-resistant material located at the bottom of the combustion chamber, the damper length is (0.15 ... 0.30) D, on the end surface of the damper facing the nozzle , there is a ring with a difference between the outer and inner radii (0.20 ... 0.35) D, the damper and the ring are made of composite materials with a high absorbing capacity of acoustic vibrations, and the bottom is equipped with an axial cylindrical protrusion adjacent to the combustion chamber body, width (0 , 2 ... 0.5) D and inner diameter (0.90 ... 0.97) D, where D is the inner diameter of the body.
Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.This is what allows us to conclude that there is a causal relationship between the set of essential features of the proposed technical solution and the achieved technical result.
Указанные признаки, отличительные от прототипа и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой защиты, во всех случаях достаточны.The indicated features, distinguishing from the prototype and which are covered by the claimed scope of legal protection, are sufficient in all cases.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности функционирования ракетной части при высокой степени заполнения топливом и высокой температурой продуктов сгорания.The objective of the present invention is to improve the reliability of the rocket part with a high degree of fuel filling and a high temperature of combustion products.
Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известной ракетной части, содержащей камеру сгорания, включающую корпус, дно, сопло и демпфер, особенность заключается в том, что демпфер выполнен в виде продольно расположенных, скрепленных между собой ребер из термостойкого материала, размещенных у дна камеры сгорания, длина демпфера составляет (0,15…0,30)D, на торцевой поверхности демпфера, обращенной к соплу, размещено кольцо с разностью наружного и внутреннего радиуса (0,20…0,35)D, демпфер и кольцо выполнены из композиционных материалов с высокой поглощающей способностью акустических колебаний, а переднее дно снабжено осевым цилиндрическим выступом, прилегающим к корпусу камеры сгорания, шириной (0,2…0,5)D и внутренним диаметром (0,90…0,97)D, где D - внутренний диаметр корпуса.The specified technical result in the implementation of the invention is achieved in that in the known rocket part containing a combustion chamber, including a housing, a bottom, a nozzle and a damper, the feature is that the damper is made in the form of longitudinally located, fastened together ribs made of heat-resistant material, placed at the bottom of the combustion chamber, the damper length is (0.15 ... 0.30) D, on the end surface of the damper facing the nozzle, there is a ring with the difference between the outer and inner radii (0.20 ... 0.35) D, a damper and a ring made of composite materials with a high absorbing ability of acoustic vibrations, and the front bottom is equipped with an axial cylindrical protrusion adjacent to the combustion chamber body, width (0.2 ... 0.5) D and inner diameter (0.90 ... 0.97) D, where D is the inner diameter of the body.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними, позволяет, в частности, за счет:The new set of structural elements, as well as the presence of connections between them, allows, in particular, due to:
- выполнения демпфера в виде продольно расположенных, скрепленных между собой ребер из термостойкого материала, размещенных у дна камеры сгорания, с длиной (0,15…0,30)D и, размещения на торцевой поверхности демпфера, обращенной к соплу, кольца, с разностью наружного и внутреннего радиуса (0,20…0,35)D, а также выполнения демпфера и кольца из композиционных материалов с высокой поглощающей способностью акустических колебаний обеспечивается эффективное гашение колебаний различной частоты и направления. За счет размещения демпфера у дна камеры сгорания, где уровень тепловых потоков минимален и выполнения его из термостойких материалов исключается разрушение его в процессе работы ракетной части.- execution of the damper in the form of longitudinally spaced, fastened together ribs made of heat-resistant material, located at the bottom of the combustion chamber, with a length of (0.15 ... 0.30) D and, placing on the end surface of the damper facing the nozzle, a ring, with a difference outer and inner radius (0.20 ... 0.35) D, as well as the execution of a damper and a ring made of composite materials with a high absorbing capacity of acoustic vibrations, effective damping of vibrations of various frequencies and directions is provided. Due to the location of the damper at the bottom of the combustion chamber, where the level of heat flux is minimal and its execution from heat-resistant materials, its destruction is excluded during the operation of the rocket part.
При уменьшении длины демпфера менее 0,15D резко снижается эффективность гашения колебаний. При увеличении указанного размера, свыше 0,30D возрастают габариты демпфера без существенного увеличения эффективности. Наличие у демпфера продольных ребер позволяет эффективно гасить колебания тангенциальной формы. При уменьшении разности наружного и внутреннего радиусов кольца менее 0,20D снижается эффективность гашения колебаний, при увеличении указанной разности свыше 0,35D - нерационально возрастает радиус кольца без существенного увеличения эффективности;When the damper length decreases less than 0.15D, the efficiency of vibration damping decreases sharply. With an increase in the specified size, above 0.30D, the dimensions of the damper increase without a significant increase in efficiency. The presence of longitudinal ribs in the damper effectively dampens tangential vibrations. With a decrease in the difference between the outer and inner radii of the ring less than 0.20D, the efficiency of vibration damping decreases, with an increase in this difference over 0.35D, the radius of the ring increases irrationally without a significant increase in efficiency;
- выполнения дна камеры сгорания с осевым цилиндрическим выступом, прилегающим к корпусу камеры сгорания, шириной (0,2…0,5)D и внутренним диаметром (0,90…0,97)D, где D - внутренний диаметр корпуса, обеспечить в начальный момент работы ракетной части при максимальном давлении в камере сгорания, и радиальной деформации заряда перекрытие канала между зарядом и корпусом камеры сгорания, что исключает возможность распространение акустических колебаний, возникающих в корпусе камеры сгорания к дну, что снижает вероятность резонансных явлений. При этом также исключается горение части поверхности заряда, прилегающей к внутренней поверхности осевого цилиндрического выступа, что снижает максимальное давление в камере сгорания и повышает надежность ее функционирования. При уменьшении ширины осевого выступа менее 0,2D и увеличении внутреннего диаметра свыше 0,97D не обеспечивается перекрытие канала между зарядом и корпусом камеры сгорания. При уменьшении внутреннего диаметра менее 0,90D и увеличении ширины осевого выступа более 0,5 D нерационально возрастают размеры данных элементов.- execution of the bottom of the combustion chamber with an axial cylindrical protrusion adjacent to the body of the combustion chamber, width (0.2 ... 0.5) D and inner diameter (0.90 ... 0.97) D, where D is the inner diameter of the body, to provide the initial moment of operation of the rocket part at maximum pressure in the combustion chamber, and radial deformation of the charge, the overlap of the channel between the charge and the body of the combustion chamber, which excludes the possibility of propagation of acoustic vibrations arising in the body of the combustion chamber to the bottom, which reduces the likelihood of resonance phenomena. This also excludes the combustion of the part of the charge surface adjacent to the inner surface of the axial cylindrical protrusion, which reduces the maximum pressure in the combustion chamber and increases the reliability of its operation. With a decrease in the width of the axial protrusion less than 0.2D and an increase in the inner diameter over 0.97D, overlap of the channel between the charge and the body of the combustion chamber is not ensured. With a decrease in the inner diameter less than 0.90D and an increase in the width of the axial protrusion more than 0.5D, the dimensions of these elements increase irrationally.
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».Features that distinguish the proposed technical solution from the prototype are not identified in other technical solutions and are not known from the prior art in the process of patent research, which allows us to conclude that the invention meets the criterion of "novelty".
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».Exploring the state of the art in the course of conducting a patent search on all types of information available in the countries of the former USSR and foreign countries, it was found that the proposed technical solution does not explicitly follow from the prior art, therefore, it can be concluded that the criterion "inventive step" is met.
Сущность изобретения заключается в том, что в ракетной части, содержащей камеру сгорания, включающую корпус, дно, сопло и демпфер для гашения акустических колебаний, согласно изобретению демпфер выполнен в виде продольно расположенных, скрепленных между собой ребер из термостойкого материала, размещенных у дна камеры сгорания, длина L1 демпфера составляет (0,15…0,30)D, на торцевой поверхности демпфера, обращенной к соплу, размещено кольцо с разностью наружного RH и внутреннего RB радиуса (0,20…0,35)D, демпфер и кольцо выполнены из композиционных материалов с высокой поглощающей способностью акустических колебаний, а дно снабжено осевым цилиндрическим выступом, прилегающим к корпусу камеры сгорания, шириной (0,2…0,5) D и внутренним диаметром (0,90…0,97)D, где D - внутренний диаметр корпуса.The essence of the invention lies in the fact that in the rocket part containing a combustion chamber, including a housing, a bottom, a nozzle and a damper for damping acoustic vibrations, according to the invention, the damper is made in the form of longitudinally located, fastened together ribs made of heat-resistant material, located at the bottom of the combustion chamber , the length L1 of the damper is (0.15 ... 0.30) D, on the end surface of the damper facing the nozzle, there is a ring with the difference between the outer R H and inner R B radius (0.20 ... 0.35) D, the damper and the ring is made of composite materials with a high absorbing capacity of acoustic vibrations, and the bottom is equipped with an axial cylindrical protrusion adjacent to the combustion chamber body, width (0.2 ... 0.5) D and inner diameter (0.90 ... 0.97) D, where D is the inner diameter of the body.
Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг. 1 изображена заявляемая ракетная часть.The essence of the invention is illustrated by a drawing, where FIG. 1 shows the claimed missile part.
Предлагаемая ракетная часть включает дно 1, демпфер 2, кольцо 3, выступ 4, корпус 5, сопло 6. Демпфер 2 выполнен в виде продольно расположенных, скрепленных между собой ребер из термостойкого материала размещенных у дна 1, длина (L1) демпфера 2 составляет (0,15…0,30) D, на торцевой поверхности демпфера 2, обращенной к соплу 6, размещено кольцо 3 с разностью наружного (RH) и внутреннего (RB) радиуса (0,20…0,35)D, демпфер 2 и кольцо 3 выполнены из композиционных материалов с высокой поглощающей способностью акустических колебаний, а дно 1 снабжено осевым цилиндрическим выступом 4, прилегающим к корпусу 5, шириной (L2), равной (0,2…0,5) D и внутренним диаметром (D1), равным (0,90…0,95) D, где D - внутренний диаметр корпуса.The proposed rocket part includes a
Предложенное устройство работает следующим образом. При запуске ракеты возникают стартовые перегрузки, а в корпусе 5 камеры сгорания при горении заряда в полостях корпуса (осевом канале и промежутке между зарядом и корпусом) формируются акустические колебания, которые взаимодействуя с демпфером 2 и кольцом 3 эффективно гасятся. Кроме того в корпусе 5 в момент воспламенения заряда резко повышается давление, происходит радиальная деформация заряда с перекрытием канала между зарядом, корпусом камеры сгорания 5 и осевым цилиндрическим выступом 4, исключая, тем самым, возможность распространение акустических колебаний из камеры сгорания к дну 1, что снижает вероятность резонансных явлений, одновременно исключается горение части поверхности заряда, прилегающей к внутренней поверхности осевого цилиндрического выступа 4, что позволяет снизить максимальное давление в камере сгорания и повысить тем самым надежность функционирования ракетной части.The proposed device works as follows. When the rocket is launched, starting overloads occur, and in the
Выполнение технического решения в соответствии с изобретением позволило повысить надежность функционирования ракетной части.The implementation of the technical solution in accordance with the invention made it possible to increase the reliability of the rocket part functioning.
Изобретение может быть использовано при разработке реактивных снарядов систем залпового огня.The invention can be used in the development of rockets of multiple launch rocket systems.
Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями опытных образцов ракетных частей, выполненных в соответствии с изобретением.This positive effect is confirmed by tests of prototypes of rocket parts made in accordance with the invention.
В настоящее время разработана конструкторская документация, намечено серийное производство.At present, the design documentation has been developed, and serial production is planned.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020140234A RU2758016C1 (en) | 2020-12-07 | 2020-12-07 | Rocket part |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020140234A RU2758016C1 (en) | 2020-12-07 | 2020-12-07 | Rocket part |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2758016C1 true RU2758016C1 (en) | 2021-10-25 |
Family
ID=78289718
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2020140234A RU2758016C1 (en) | 2020-12-07 | 2020-12-07 | Rocket part |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2758016C1 (en) |
Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3795106A (en) * | 1972-07-07 | 1974-03-05 | Rockwell International Corp | Baffled solid propellant motor |
| US4750326A (en) * | 1987-01-14 | 1988-06-14 | Morton Thiokol, Inc. | Flexible baffle for damping flow oscillations |
| RU2056519C1 (en) * | 1993-07-08 | 1996-03-20 | Конструкторское бюро приборостроения | Solid-propellant rocket engine |
| RU2102623C1 (en) * | 1996-03-19 | 1998-01-20 | Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2263811C2 (en) * | 2003-11-17 | 2005-11-10 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2265747C1 (en) * | 2003-05-20 | 2005-12-10 | Александр Васильевич Петренко | Solid-propellant rocket engine |
| RU2569989C1 (en) * | 2014-11-12 | 2015-12-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) | Solid fuel rocket engine |
| RU2633976C1 (en) * | 2016-06-09 | 2017-10-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Solid fuel gas generator |
-
2020
- 2020-12-07 RU RU2020140234A patent/RU2758016C1/en active
Patent Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3795106A (en) * | 1972-07-07 | 1974-03-05 | Rockwell International Corp | Baffled solid propellant motor |
| US4750326A (en) * | 1987-01-14 | 1988-06-14 | Morton Thiokol, Inc. | Flexible baffle for damping flow oscillations |
| RU2056519C1 (en) * | 1993-07-08 | 1996-03-20 | Конструкторское бюро приборостроения | Solid-propellant rocket engine |
| RU2102623C1 (en) * | 1996-03-19 | 1998-01-20 | Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2265747C1 (en) * | 2003-05-20 | 2005-12-10 | Александр Васильевич Петренко | Solid-propellant rocket engine |
| RU2263811C2 (en) * | 2003-11-17 | 2005-11-10 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2569989C1 (en) * | 2014-11-12 | 2015-12-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) | Solid fuel rocket engine |
| RU2633976C1 (en) * | 2016-06-09 | 2017-10-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Solid fuel gas generator |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2359212C1 (en) | Payload | |
| ES2241648T3 (en) | DETONATOR. | |
| RU2758016C1 (en) | Rocket part | |
| CN101806563B (en) | Safety initiating explosive device | |
| KR101494393B1 (en) | Dual thrust rocket propulsion machinery | |
| RU2326260C2 (en) | Charge molded within solid-fuel rocket engine case | |
| RU2315259C1 (en) | Low-voltage electric detonator based on high explosive | |
| RU2320951C2 (en) | Round for medium-and large-caliber guns | |
| RU2422663C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| US3014425A (en) | Peripheral ignition system | |
| US4047465A (en) | Telescoped explosive driver | |
| RU2382222C1 (en) | Rocket projectile pulsed micro engine | |
| RU2282741C1 (en) | Solid-propellant charge for acceleration-and-cruise propulsion rocket engine of guided missile | |
| RU2443896C2 (en) | Miniature solid propellant engine | |
| RU2265746C2 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2635414C1 (en) | Explosive device | |
| RU2374480C2 (en) | Mixed rocket propellant charge and method of its production | |
| US3223037A (en) | Innerbody continuous rod warhead | |
| SE526830C2 (en) | explosive cartridge | |
| RU2725118C1 (en) | Channel charge of mixed solid-propellant rocket fuel connected with housing | |
| RU2200243C2 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2166177C1 (en) | Cassette nose cone | |
| RU2317434C1 (en) | Body of solid-propellant rocket engine | |
| RU2229617C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2147342C1 (en) | Solid-propellant rocket engine |