RU190752U1

RU190752U1 - Anti-hail rocket

Info

Publication number: RU190752U1
Application number: RU2019104300U
Authority: RU
Inventors: Хаджи-Мурат Хасанович Байсиев
Original assignee: Федеральное государственное бюджетное учреждение "Высокогорный геофизический институт "ФГБУ "ВГИ"
Priority date: 2019-02-15
Filing date: 2019-02-15
Publication date: 2019-07-11

Abstract

Полезная модель относится к области ракетной техники, а именно к противоградовым ракетам, используемым для активного воздействия на грозоградовые облака с целью предотвращения градобитий и искусственного вызывания осадков.Противоградовая ракета содержит корпус, внутри которого размещены маршевый двигатель с льдообразующим твердым топливом, сопловой блок со складывающимся в калибр оперением, к которому с помощью цангового замка прикреплен газогенератор, содержащий упирающуюся с торца в стопорную штангу центрирующую насадку, оснащенную газоотводяшими каналами, для перетока газов из донного объема ракеты наружу и воспламенитель с электрической проводкой для подключения к внешней управляющей цепи пуска ракеты.Для повышения КПД использования заряда газогенератора при создании силы, противодействующей осевой ударной силовой нагрузке при выстреле, центрирующая насадка содержит на внешней торцевой поверхности, по меньшей мере, один проходящий по его центру поперечный сквозной паз под стопорную штангу, фиксирующий рабочее положение газоотводящих каналов относительно стопорной штанги, при этом газоотводящие каналы размещены зеркально относительно продольной оси поперечного паза. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.The utility model relates to the field of rocket technology, in particular, to anti-hail rockets used to actively impact on thunder-cloud clouds in order to prevent hail and artificial precipitation. caliber plumage, to which with the aid of a collet lock a gas generator is attached, containing a centering nozzle abutting from an end face to a stop rod, equipped with gas flow from the bottom volume of the rocket to the outside and an igniter with electrical wiring to connect to the external control circuit of the missile launch. surfaces, at least one transverse through-groove passing through its center under the locking rod, which fixes the working position of the exhaust ducts relative a locking rod, wherein the hot gas flues arranged specularly relative to a longitudinal axis of the transverse groove. 1 hp f-ly, 3 ill.

Description

Полезная модель относится к области ракетной техники, а именно к противоградовым ракетам, используемым для активного воздействия на градовые облака с целью предотвращения градобитий и искусственного вызывания осадков.The utility model relates to the field of rocket technology, namely, to anti-hail rockets used to actively influence hail clouds in order to prevent hail and artificial precipitation.

Известны различные конструкции противоградовых ракет, используемых для борьбы с такими стихийными явлениями, как град. К ним относятся противоградовые ракеты с реактивным (газодинамическим) стартом типа «Алазань-6» [1].There are various designs of anti-hail rockets used to combat such natural phenomena as hail. These include anti-hail missiles with a jet (gas-dynamic) launch of the Alazan-6 type [1].

Недостатком известных противоградовых ракет является то, что при реактивном старте скорость выхода ракеты из канала направляющей не превышает 30 м/с, что приводит к тому, что, в результате воздействии на ракету поперечного приземного ветра, ее на конечном участке траектории полета относит в сторону на расстояние до 2-3 км, что приводит к снижению точности стрельбы, и, как следствие, к снижению эффективности противоградовой защиты.A disadvantage of the known anti-hail rockets is that with a jet launch, the velocity of the missile’s exit from the guide channel does not exceed 30 m / s, which results in putting the transverse surface wind on the missile to take it to the final part of the flight path. a distance of 2-3 km, which leads to a decrease in shooting accuracy, and, consequently, to a decrease in the effectiveness of anti-hail protection.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому объекту является противоградовая ракета, содержащая пластиковый корпус, внутри которого размещены маршевый двигатель с льдообразующим твердым топливом, сопловой блок со складывающимся в калибр оперением, к которому с помощью цангового замка прикреплен газогенератор, содержащий упирающуюся с торца в стопорную штангу пусковой трубы, центрирующую насадку, оснащенную газоотводящими каналами, для перетока газов из донного объема ракеты наружу из пусковой трубы, и воспламенитель с электрической проводкой для подключения к внешней управляющей цепи пуска ракеты [2]. ПРОТОТИП.The closest in technical essence to the claimed object is an anti-hail rocket, containing a plastic case, inside which is placed a sustainer engine with ice-forming solid fuel, a nozzle block with a foldable fold in caliber, to which a gas generator is attached with a collet lock, which rests on the end of the stop bar launch tube, centering nozzle, equipped with exhaust channels, for the flow of gases from the bottom of the rocket to the outside of the launch tube, and the igniter with electric ktricheskoy wiring for connecting to external control missile launch chain [2]. PROTOTYPE.

Конструктивно центрирующая насадка выполнена в виде запирающей пусковую трубу цилиндрической заглушки, оснащенной с торца кольцевым выступом, ограничивающим движение ракеты в канале пусковой трубы в направлении выстрела при заряжании, при этом газоотводящие каналы центрирующей насадки выполнены в виде сверхзвуковых сопел, размещенных с двух сторон от стопорной штанги пусковой трубы.Structurally, the centering nozzle is made in the form of a cylindrical plug that locks the starting tube and is equipped with an annular protrusion restricting the movement of the rocket in the channel of the launch tube in the direction of the shot while loading, while the exhaust channels of the centering nozzle are made in the form of supersonic nozzles placed on both sides of the lock rod launch tube.

Данная ракета отличается от своих аналогов высокими аэродинамическими качествами, малым весом и высокой эффективностью. Вместе с тем изделию присущ и ряд недостатков. Так, например, при заряжании ракеты в пусковую трубу необходимо вручную ориентировать ракету в канале пусковой трубы таким образом, чтобы газоотводящие. каналы центрирующей насадки находились строго с двух сторон стопорной штанги. В противном случае газоотводящие каналы центрирующей насадки могут быть частично либо полностью перекрыты стопорной штангой, что приведет к сталкиванию газовой струи со стопорной штангой при запуске ракеты и, как следствие, - к снижению КПД использования заряда газогенератора при создании силы, противодействующей осевой ударной силовой нагрузке при выстреле.This rocket differs from its counterparts in high aerodynamic qualities, low weight and high efficiency. However, the product has several drawbacks. So, for example, when loading a rocket into the launch tube, it is necessary to manually orient the missile in the channel of the launch tube in such a way that the venting pipes. the channels of the centering nozzle were strictly on both sides of the lock rod. Otherwise, the exhaust ducts of the centering nozzle can be partially or completely blocked by a stopper bar, which will cause the gas jet to collide with the stopper bar when the rocket is launched and, as a result, to reduce the efficiency of use of the gas generator charge while creating a force opposing the axial shock force load shot.

Техническим результатом заявленного технического решения является повышение КПД использования заряда газогенератора при создании силы, противодействующей осевой ударной силовой нагрузке при выстреле.The technical result of the claimed technical solution is to increase the efficiency of use of the charge of the gas generator when creating a force that counteracts the axial shock force load when fired.

Технический результат достигается тем, что в известной противоградовой ракете, содержащей корпус с головным обтекателем, размещенный в корпусе маршевый двигатель с льдообразующим твердым топливом, на выходе которого размещен сопловой блок со складывающимся в калибр оперением, к которому с помощью цангового замка прикреплен газогенератор, содержащий, упирающуюся с торца в стопорную штангу, центрирующую насадку, оснащенную газоотводящими каналами для перетока газов из донного объема ракеты наружу из пусковой трубы, и воспламенитель с электрической проводкой для подключения к внешней управляющей цепи пуска ракеты, согласно заявленной полезной модели, центрирующая насадка содержит на внешней торцевой поверхности, по меньшей мере, один проходящий по его центру сквозной поперечный паз под стопорную штангу, фиксирующую рабочее положение газоотводящих каналов относительно стопорной штанги, при этом газоотводящие каналы размещены зеркально относительно продольной оси поперечного паза.The technical result is achieved in that in a known anti-hail rocket comprising a housing with a head fairing, a propulsion engine with ice-forming solid fuel housed in the housing, the output of which is a nozzle unit with a folding caliber folding to which, using a collet lock, a gas generator is attached, containing resting from the end of the lock rod, centering the nozzle, equipped with gas exhaust channels for the flow of gases from the bottom of the rocket to the outside of the launch tube, and the igniter with e According to the declared utility model, electrical wiring for connection to the external control circuit of the rocket launch, on the outer end surface, contains at least one transverse groove passing through its center under the locking rod fixing the working position of the exhaust ducts relative to the stopper bar, This flue ducts are placed mirror relative to the longitudinal axis of the transverse groove.

Технический результат достигается и тем, что профиль паза, фиксирующего рабочее положение газоотводящих каналов относительно стопорной штанги, выполнен соответствующим профилю стопорной штанги.The technical result is achieved by the fact that the profile of the groove, which fixes the working position of the gas exhaust channels relative to the lock rod, is made corresponding to the profile of the lock rod.

Предложенное техническое решение позволяет повысить КПД использования заряда газогенератора при создании силы, противодействующей осевой ударной силовой нагрузке при выстреле за счет точной ориентации газоотводящих каналов центрирующей насадки относительно стопорной штанги.The proposed solution allows to increase the efficiency of use of the gas generator charge when creating a force opposing the axial shock force load when fired due to the precise orientation of the exhaust channels of the centering nozzle relative to the stop rod.

На чертежах схематично представлены:In the drawings are schematically presented:

фиг. 1 - общий вид ракеты в сборе;FIG. 1 - a general view of the rocket assembly;

фиг. 2 - ракета, размещенная в канале пусковой трубы;FIG. 2 - a rocket placed in the channel of the launch tube;

фиг. 3 - фрагмент несущего каркаса пусковой установки (вид с торца).FIG. 3 - a fragment of the supporting frame of the launcher (end view).

Ракета содержит корпус 1 с головным обтекателем 2 (на фиг. 1). Внутри корпуса 1 размещен маршевый двигатель 3 с льдообразующим твердым топливом. В хвостовой части маршевого двигателя 3 под хвостовым обтекателем 4 размещен сопловой блок 5, состоящий из четырех перьевых стабилизаторов 6, шарнирно закрепленных в продольных пазах 7 хвостового обтекателя 4. Там же под хвостовым обтекателем 4 размещен механизм раскрытия стабилизаторов, состоящий из втулки и пружины сжатия (данный механизм не показан). К сопловому блоку 4 с помощью цангового замка 8 прикреплен газогенератор 9, который содержит в хвостовой части центрирующую насадку 10, оснащенную газоотводящими каналами, выполненными в виде сверхзвуковых сопел 11. Центрирующая насадка 10 может быть выполнена в виде монолитной конструкции, объединенной с корпусом газогенератора 9, либо прикреплена к ее основанию винтовым соединением. Внутри корпуса 1 ракеты, на стыке соплового блока 5 и газогенератора 9, размещен воспламенитель, подключенный посредством электрической проводки к внешней управляющей цепи пуска ракеты (воспламенитель, электрическая проводка и внешняя управляющая цепь пуска ракеты на рисунках не показаны).The missile includes a housing 1 with a head fairing 2 (in Fig. 1). Inside the housing 1 is placed the main engine 3 with ice-forming solid fuel. In the tail section of the main engine 3, a nozzle unit 5 is placed under the tail fairing 4, consisting of four feather stabilizers 6, hinged in the longitudinal grooves 7 of the tail fairing 4. There is also a stabilizer opening mechanism under the tail fairing 4 consisting of a sleeve and a compression spring ( this mechanism is not shown). A gas generator 9 is attached to the nozzle unit 4 by means of a collet lock 8, which contains a centering nozzle 10 in the tail section, equipped with exhaust channels made in the form of supersonic nozzles 11. The centering nozzle 10 can be made in the form of a monolithic structure integrated with the gas generator 9, or attached to its base screw connection. Inside the rocket body 1, at the junction of the nozzle unit 5 and the gas generator 9, a igniter is placed, connected by electrical wiring to the external control circuit of the launch of the rocket (igniter, electrical wiring and external control circuit of the launch of the rocket are not shown in the figures).

Центрирующая насадка 10 выполнена в виде заглушки, оснащенной с торца кольцевым выступом 12, фиксирующим ракету в канале пусковой трубы 13 при заряжании (фиг. 2). С торца центрирующая насадка 10 упирается в стопорную штангу 14, пропущенную через проушины 15, которые жестко прикреплены к несущему каркасу пусковой установки 16 (фиг. 3). На внешней торцевой поверхности центрирующей насадки 10 предусмотрен сквозной поперечный паз 17 под стопорную штангу 14. Газоотводящие каналы 11 при этом размещены зеркально с двух сторон относительно оси поперечного паза 17. Профиль поперечного паза 17 выполнен соответствующим профилю стопорной штанги 14, имеющему круглое сечение. Сама пусковая труба 13 крепится к несущему каркасу пусковой установки 16 с помощью фланцевого соединения 18 (фиг. 3).The centering nozzle 10 is made in the form of a plug, equipped from the end with an annular protrusion 12, fixing the rocket in the channel of the launch tube 13 while loading (Fig. 2). From the end of the centering nozzle 10 rests on the locking rod 14, passed through the lugs 15, which are rigidly attached to the supporting frame of the launcher 16 (Fig. 3). A through transverse groove 17 is provided on the outer end surface of the centering nozzle 10 under the locking rod 14. The exhaust channels 11 are placed mirror-like on both sides relative to the axis of the transverse groove 17. The transverse groove 17 profile is made corresponding to the profile of the locking rod 14 having a circular cross-section. The launch tube itself 13 is attached to the supporting frame of the launcher 16 by means of a flange connection 18 (FIG. 3).

При заряжании стопорную штангу 14 пропускают через проушины 15 и паз 17, фиксируя, таким образом, рабочее положение газоотводящих каналов 11 относительно стопорной штанги 14.When loading the locking rod 14 is passed through the lugs 15 and the groove 17, fixing, thus, the working position of the gas exhaust channels 11 relative to the locking rod 14.

При подаче электрического импульса на пуск, срабатывает ракетный двигатель 3, от которого затем срабатывает газогенератор 9. При этом повышается давление газов в донной части ракеты между двигателем 3 и газогенератором 9, что приводит к разъединению цангового замка 8. При этом, газы, образующиеся в канале пусковой трубы 13 между двигателем 3 и газогенератором 9, начинают истекать через газоотводящие каналы (сверхзвуковые сопла) 11 наружу, обеспечивая, таким образом, реактивную силу, компенсирующую ударную силовую нагрузку на пусковую установку при выстреле.When an electric pulse is applied to the launch, the rocket engine 3 is triggered, from which the gas generator 9 is triggered. This increases the pressure of the gases in the bottom of the rocket between the engine 3 and the gas generator 9, which leads to the separation of the collet lock 8. channel starting pipe 13 between the engine 3 and the gas generator 9, begin to expire through the exhaust ducts (supersonic nozzles) 11 to the outside, thus providing a reactive force that compensates for the launch force on the launcher when fired.

Предлагаемое техническое решение центрирующей насадки 10 ракеты обеспечивает условие, когда газовая струя на выходе из газоотводящих каналов 11 не касается самой стопорной штанги 14, а обходит ее, что повышает КПД использования заряда газогенератора 9 при создании силы, противодействующей осевой ударной силовой нагрузке при выстреле.The proposed technical solution of the centering nozzle 10 of the rocket provides a condition when the gas jet at the outlet of the exhaust ducts 11 does not touch the locking rod 14 itself, but bypasses it, which increases the efficiency of using the charge of the gas generator 9 when creating a force opposing the axial shock force load when fired.

Источники информацииInformation sources

1. Руководящий документ РД 52.37.710-2012. Порядок применения модернизированного противоградового комплекса «Алазань» для активных воздействий на метеорологические и другие геофизические процессы, Нальчик, 2012, с. 6-9.1. The guidance document of the RD 52.37.710-2012. The order of application of the modernized anti-hail complex "Alazan" for active influences on meteorological and other geophysical processes, Nalchik, 2012, p. 6-9.

2. Патент РФ на изобретение № 2652595. МПК F42B 12/46. Опубл. 27.04.2018. Бюл. №12.). ПРОТОТИП.2. RF patent for invention number 2652595. IPC F42B 12/46. Publ. 04/27/2018 Bul №12.). PROTOTYPE.

Claims

1. Anti-hail rocket, comprising a housing with a head fairing, a propulsion engine with ice-forming solid fuel housed in the housing, at the output of which a nozzle block with a folding tail is folded into a caliber, to which a gas generator is attached with a collet lock, which rests from the end to the trigger rod pipe centering nozzle, equipped with gas exhaust channels for the flow of gases from the bottom of the rocket to the outside of the launch tube, and an igniter with electrical wiring to connect to the external control circuit of the rocket launch, characterized in that the centering nozzle contains on the outer end surface at least one passing through its center through transverse groove under the locking rod, fixing the working position of the exhaust channels relative to the stop rod, while the exhaust channels are mirrored relative to the longitudinal axis of the transverse groove.

2. Anti-hail rocket under item 1, characterized in that the profile of the groove, fixing the working position of the gas exhaust ducts relative to the lock rod, is made corresponding to the profile of the lock rod.