RU176826U1 - Реактивный снаряд с однокамерным двухрежимным двигателем тангециально-радиального истечения продуктов сгорания - Google Patents
Реактивный снаряд с однокамерным двухрежимным двигателем тангециально-радиального истечения продуктов сгорания Download PDFInfo
- Publication number
- RU176826U1 RU176826U1 RU2017107646U RU2017107646U RU176826U1 RU 176826 U1 RU176826 U1 RU 176826U1 RU 2017107646 U RU2017107646 U RU 2017107646U RU 2017107646 U RU2017107646 U RU 2017107646U RU 176826 U1 RU176826 U1 RU 176826U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- solid
- rocket
- combustion chamber
- nozzle
- fuel
- 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
- F02K9/28—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants having two or more propellant charges with the propulsion gases exhausting through a common nozzle
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к перспективной баллистической схеме реактивного снаряда (PC), обеспечивает уменьшение разброса тяговых характеристик ракетного двигателя на твердом топливе (РДТТ) и тем самым приводит к улучшению характеристик рассеивания PC по дальности и уменьшению характеристик рассеивания PC по направлению.Выполнение указанных направлений может быть достигнуто организацией вихревого процесса по всей длине газодинамического тракта РДТТ за счет установки тангенциально-щелевого завихрителя.Предложен PC, содержащий в своей конструкции головную часть, корпус камеры сгорания, шашку твердого ракетного топлива, бронировку, стартовый заряд, заднюю диафрагму, камеру дожигания вихревого типа, сопло, стабилизатор.Предлагаемый PC отличается от известных штатных образцов тем, что в конструкцию после сопловой диафрагмы устанавливается завихритель тангенциально-щелевого типа, обеспечивающий организацию вихревого процесса по всему тракту РДТТ. Преимущества данной схемы реализуются благодаря наличию высокой степени турбулизации потока, в результате чего увеличивается скорость горения твердого ракетного топлива (ТРТ), что в свою очередь обеспечивает увеличение полноты заполнения камеры сгорания ТРТ без увеличения калибра PC и, следовательно, массы заряда, а организация закрученного истечения в предсопловом объеме камеры сгорания приводит к увеличению полноты сгорания топлива за счет снижения выброса несгоревших частиц.
Description
Полезная модель относится к перспективной баллистической схеме реактивного снаряда (PC), обеспечивает уменьшение разброса тяговых характеристик ракетного двигателя на твердом топливе (РДТТ) и тем самым приводит к улучшению характеристик рассеивания PC по дальности и уменьшению характеристик рассеивания PC по направлению.
Выполнение указанных направлений может быть достигнуто организацией вихревого процесса по всей длине газодинамического тракта РДТТ, за счет установки вместо диафрагмы тангенциально-щелевого завихрителя (камера дожигания вихревого типа).
Предложен PC (фиг. 1), содержащий в своей конструкции головную часть (1), корпус камеры сгорания (2), шашку твердого ракетного топлива (3), бронировку (4), стартовый заряд (5), заднюю диафрагму (6), тангенциально-щелевой завихритель (7), сопло (8), стабилизатор (9).
Предлагаемый PC отличается от известных штатных образцов тем, что в конструкцию после сопловой диафрагмы устанавливается завихритель тангенциально-щелевого типа, обеспечивающий организацию вихревого процесса по всему тракту РДТТ. Преимущества данной схемы реализуются благодаря наличию высокой степени турбулизации потока, в результате чего увеличивается скорость горения твердого ракетного топлива (ТРТ), что в свою очередь обеспечивает увеличение полноты заполнения камеры сгорания ТРТ без увеличения калибра PC и, следовательно, массы заряда, а организация закрученного истечения в предсопловом объеме камеры сгорания приводит к увеличению полноты сгорания топлива за счет снижения выброса несгоревших частиц. Увеличение полноты сгорания топлива делает процесс, протекающий в камере сгорания, менее случайным, в результате чего может быть достигнуто уменьшение разброса тяговых характеристик PC как внутри одной партии, так и между различными партиями снарядов. Таким образом, уменьшение характеристик технического рассеивания PC может быть достигнуто путем уменьшения разброса его тяговых характеристик при организации вихревого процесса по тракту РДТТ, а увеличение дальности стрельбы - за счет увеличения массы используемого ТРТ без изменения габаритных характеристик PC.
Для организации закрученного течения по тракту двигателя используем закручивающее устройство. В настоящее время известны закручивающие устройства, которые наиболее часто применяются в технике и подразделяются в зависимости от количества заходов и геометрического тела, положенных в основу их конструкции, на шнековые и тангенциальные.
Проведенный анализ результатов экспериментальных исследований показал, что рециркуляционные зоны в потоке за закручивающими устройствами с тангенциальным подводом в общем случае меньше при том же значении параметра закрутки, чем за лопаточными завихрителями. Поскольку при одинаковых значениях параметра закрутки поток массы в устройствах одинаков, то очевидно, что в более компактной зоне обратных токов за закручивающим устройством с тангенциальным подводом реализуются большие скорости течения, большие градиенты скорости, более высокие уровни турбулентности и интенсивности смешения.
Для того чтобы минимизировать гидравлические потери в воздушном тракте вихревого устройства, параметр закрутки стремятся сделать минимально возможным, за счет чего минимизируется влияние осевого вихревого ядра (ВЯ) на поток. Для устранения зоны обратных токов подача газового потока в закручивающееся устройство осуществляется через три контура (осевой и два тангенциальных) с различной степенью закрутки в каждом из них. Несомненно, что различия в скоростях газовых потоков способствуют ослаблению прецессии ВЯ. Воздействие ВЯ на поток сводится, таким образом, к минимуму, и факторами, определяющими смешение, являются различие скоростей в отдельных слоях и наличие диффузора за завихрителем.
Анализ возможности включения представленных завихрителей в конструкцию газодинамического тракта РДТТ показывает, что с точки зрения схожести с диафрагмами крепления зарядов в камерах PC наиболее приемлемыми являются тангенциальные закручивающие устройства.
Подтверждением в пользу использования тангенциальных устройств служат результаты экспериментальных исследований по проверке гипотезы о влиянии закручивания потока продуктов сгорания ТРТ на полноту завершения реакций в камере сгорания с определением относительной дымности продуктов сгорания, вытекающих из сопла. Результаты исследований для двух типов ТРТ представлены в таблице.
Приведенные данные позволяют утверждать об увеличении завершенности реакций в дымогазовой смеси продуктов сгорания при организации вихревого дожигания, о чем свидетельствует уменьшение дымности, а наиболее эффективным закручивающим устройством является тангенциально-щелевой завихритель.
Для определения содержания активного алюминия в шлаках продуктов сгорания проводилось сжигание смесевого топлива с содержанием 7% Al и баллиститного ТРТ с содержанием 5% Al при массе зарядов 0,3 кг и расширении сопла da/dкр=1, при этом фиксировался удельный импульс силы тяги. Определение активного алюминия проводилось волюметрическим методом, согласно ГОСТ 5494-50, результаты представлены на фиг. 2-3.
Как видно из представленных данных, наибольшее количество активного алюминия соответствует осевому истечению во всем интервале давлений. При закрученном истечении продуктов горения ТРТ активного алюминия в шлаках содержится значительно меньше, особенно это относится к результатам сжигания баллиститного ТРТ, где разница в остатках достигает 45…50%.
Представленные экспериментальные данные позволяют предполагать, что использование закручивающих устройств вместо диаграмм позволит увеличить удельный импульс силы тяги и полноту сгорания ТРТ в пределах камеры сгорания РДТТ.
Таким образом, организация вихревого процесса в камере сгорания, как указывалось ранее, приведет к уменьшению выброса несгоревших частиц топлива, что обеспечит уменьшение разброса тяговых характеристик РДТТ, и тем самым улучшит характеристики рассеивания PC по дальности и благоприятным образом скажется на характеристиках рассеивания PC по направлению.
Источники информации
1. Ганичев А.Н., Денежкин Г.А. и др. Реактивное оружие залпового огня. - М.: ЦНИИНТИ, 1974. - 96 с.
2. Зеленский В.П. Основы производства порохов и зарядов к ствольному оружию и ракетам. - Пенза, ВАИУ, 1971. - 406 с.
3. Газодинамические и теплофизические процессы в ракетных двигателях на твердом топливе / A.M. Губертов, В.В. Миронов, Д.М. Борисов и др.; под ред. А.С. Коротеева, М.: Машиностроение, 2004. - 512 с.
4. Белобрагин В.Н., Борисов О.Г., Горбунов В.Н. Пути увеличения максимальной дальности стрельбы реактивными снарядами залпового огня. - Боеприпасы, №1-2, 2001. - С. 31…36.
Claims (1)
- Реактивный снаряд с однокамерным двухрежимным двигателем, состоящий из головной части, корпуса камеры сгорания, шашки твердого ракетного топлива, бронировки, стартового заряда, задней диафрагмы, сопла и стабилизатора, отличающийся тем, что в конструкцию после сопловой диафрагмы устанавливается завихритель тангенциально-щелевого типа.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017107646U RU176826U1 (ru) | 2017-03-07 | 2017-03-07 | Реактивный снаряд с однокамерным двухрежимным двигателем тангециально-радиального истечения продуктов сгорания |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017107646U RU176826U1 (ru) | 2017-03-07 | 2017-03-07 | Реактивный снаряд с однокамерным двухрежимным двигателем тангециально-радиального истечения продуктов сгорания |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU176826U1 true RU176826U1 (ru) | 2018-01-30 |
Family
ID=61186741
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017107646U RU176826U1 (ru) | 2017-03-07 | 2017-03-07 | Реактивный снаряд с однокамерным двухрежимным двигателем тангециально-радиального истечения продуктов сгорания |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU176826U1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU201021U1 (ru) * | 2020-02-25 | 2020-11-24 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "ВОЕННАЯ АКАДЕМИЯ МАТЕРИАЛЬНО-ТЕХНИЧЕСКОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ имени генерала армии А.В. Хрулева" | Камера дожигания вихревого типа |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2050458C1 (ru) * | 1991-07-01 | 1995-12-20 | Сергей Владимирович Геллер | Реактивный двигатель |
RU2070651C1 (ru) * | 1992-07-01 | 1996-12-20 | Юрий Вяйнович Гявгянен | Реактивный двигатель |
US6298659B1 (en) * | 1999-03-24 | 2001-10-09 | Orbital Technologies Corporation | Vortex flow field and apparatus and method for producing the same |
RU2482436C1 (ru) * | 2011-11-10 | 2013-05-20 | Николай Евгеньевич Староверов | Ракета с бескорпусным двигателем (варианты) |
RU145235U1 (ru) * | 2013-09-02 | 2014-09-10 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ "ВОЕННАЯ АКАДЕМИЯ ТЫЛА И ТРАНСПОРТА имени Генерала армии А.В. Хрулева" | Модель однокамерного двухрежимного реактивного двигателя |
RU150828U1 (ru) * | 2014-04-16 | 2015-02-27 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "ВОЕННАЯ АКАДЕМИЯ МАТЕРИАЛЬНО-ТЕХНИЧЕСКОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ имени генерала армии А.В. Хрулева" | Двигательная установка с диафрагмами тангенциально-щелевого типа |
-
2017
- 2017-03-07 RU RU2017107646U patent/RU176826U1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2050458C1 (ru) * | 1991-07-01 | 1995-12-20 | Сергей Владимирович Геллер | Реактивный двигатель |
RU2070651C1 (ru) * | 1992-07-01 | 1996-12-20 | Юрий Вяйнович Гявгянен | Реактивный двигатель |
US6298659B1 (en) * | 1999-03-24 | 2001-10-09 | Orbital Technologies Corporation | Vortex flow field and apparatus and method for producing the same |
RU2482436C1 (ru) * | 2011-11-10 | 2013-05-20 | Николай Евгеньевич Староверов | Ракета с бескорпусным двигателем (варианты) |
RU145235U1 (ru) * | 2013-09-02 | 2014-09-10 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ "ВОЕННАЯ АКАДЕМИЯ ТЫЛА И ТРАНСПОРТА имени Генерала армии А.В. Хрулева" | Модель однокамерного двухрежимного реактивного двигателя |
RU150828U1 (ru) * | 2014-04-16 | 2015-02-27 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "ВОЕННАЯ АКАДЕМИЯ МАТЕРИАЛЬНО-ТЕХНИЧЕСКОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ имени генерала армии А.В. Хрулева" | Двигательная установка с диафрагмами тангенциально-щелевого типа |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU201021U1 (ru) * | 2020-02-25 | 2020-11-24 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "ВОЕННАЯ АКАДЕМИЯ МАТЕРИАЛЬНО-ТЕХНИЧЕСКОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ имени генерала армии А.В. Хрулева" | Камера дожигания вихревого типа |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US4539911A (en) | Projectile | |
EP0248340A2 (en) | Projectile launching system | |
US5067406A (en) | Supersonic, low-drag, solid fuel ramjet tubular projectile | |
US5513571A (en) | Airbreathing propulsion assisted gun-launched projectiles | |
CN110131071A (zh) | 一种脉冲爆震发动机燃烧室及其起爆方法 | |
US2924174A (en) | Combustible pre-spin turbine for spinner rockets | |
RU176826U1 (ru) | Реактивный снаряд с однокамерным двухрежимным двигателем тангециально-радиального истечения продуктов сгорания | |
RU150828U1 (ru) | Двигательная установка с диафрагмами тангенциально-щелевого типа | |
RU2623134C1 (ru) | Интегральный прямоточный воздушно-реактивный двигатель на твердом горючем | |
RU2686546C1 (ru) | Бронебойный активно-реактивный снаряд | |
RU2538645C1 (ru) | Способ расширения зоны применимости бикалиберной ракеты и бикалиберная ракета, реализующая способ | |
RU201021U1 (ru) | Камера дожигания вихревого типа | |
US4091732A (en) | Fuel injection | |
RU2461728C2 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
CN109209681A (zh) | 一种回流式的脉冲爆震发动机爆震管结构 | |
US5544586A (en) | Solid fuel ramjet tubular projectile | |
US20050279083A1 (en) | Folded detonation initiator for constant volume combustion device | |
RU2133864C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
Andersson et al. | “Swedish Base Bleed”–increasing the range of artillery projectiles through base flow | |
RU2690472C1 (ru) | Заряд твердого ракетного топлива для стартовых реактивных двигателей | |
Kruczynski | Experimental demonstration of a 120-mm ram accelerator | |
RU2724629C1 (ru) | Бронебойный активно-реактивный снаряд | |
RU2517971C1 (ru) | Бессопловой ракетный двигатель твердого топлива | |
RU208720U1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива с отсекателем пороховых газов | |
RU2780076C1 (ru) | Корпус ракетной части |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM9K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20180128 |