RU2059963C1

RU2059963C1 - Guided rocket

Info

Publication number: RU2059963C1
Application number: RU93035051A
Authority: RU
Inventors: В.П. Тихонов; Г.Д. Филимонов; В.М. Лихтеров; И.А. Алешичев
Original assignee: Конструкторское бюро приборостроения
Priority date: 1993-07-05
Filing date: 1993-07-05
Publication date: 1996-05-10

Abstract

FIELD: rocket engineering. SUBSTANCE: invention can be used in design of guided rockets with solid-propellant engines. In known rocket incorporating head part, solid-propellant rocket engine with nozzles placed over periphery, powder charge and central tube which inlet communicates with incoming flow of air, air intake is made from thin-sheet steel and is anchored in head part. Receiver is mounted across outlet of air intake. Uniformly positioned grooves are made in nozzle bell mouths. Bell mouths are provided with housings to form ducts between themselves communicating with grooves and receiver space. EFFECT: diminished smoke content over route of fired rocket without increase of its size. 3 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях управляемых ракет с двигателями на твердом топливе. The invention relates to rocket technology and can be used in the construction of guided missiles with solid fuel engines.

Известна ракета [1] на твердом топливе, которая содержит ракетный двигатель, где для устранения в полете дымного следа от продуктов сгорания выполнено ижекционное устройство. Ижекционное устройство образовано в наружной области сопла и представляет собой полость, заполненную жидким окислителем. Вытеснение окислителя обеспечивается кольцевым поршнем, перемещаемым давлением пороховых газов двигателя через отверстие во входном раструбе сопла. Впрыск жидкого окислителя обеспечивается в зоне выходного раструба сопла через отверстие, закрытое до работы вскрываемой мембраной. При этом дополнительный окислитель обеспечивает дожигание твердых недогоревших частиц пороха, тем самым значительно снижая задымленность трассы, улучшая видимость цели оператором и ее поражение. Known rocket [1] on solid fuel, which contains a rocket engine, where in order to eliminate the smoke trail from the combustion products in flight, an injection device is made. The injection device is formed in the outer region of the nozzle and is a cavity filled with a liquid oxidizing agent. The displacement of the oxidizer is ensured by an annular piston, moved by the pressure of the powder gases of the engine through the hole in the inlet nozzle. Injection of a liquid oxidizer is provided in the area of the outlet nozzle of the nozzle through an opening that is closed before the opening of the membrane. At the same time, an additional oxidizing agent provides afterburning of solid unburned particles of gunpowder, thereby significantly reducing the smokiness of the route, improving the visibility of the target by the operator and its destruction.

Однако, описанная конструкция сложна в эксплуатации, так как исчезает основное достоинство ракеты на твердом топливе надежность и высокая боевая готовность в течение многих лет. Герметизировать же жидкий окислитель в предложенной конструкции является проблематичным. However, the design described is difficult to operate, since the main advantage of a solid-fuel rocket disappears in its reliability and high combat readiness for many years. Sealing the same liquid oxidizer in the proposed design is problematic.

Анализ техники в данной области показал, что известна [2] конструкция ракеты с уменьшенной задымленностью линии визирования наиболее близкая к решаемой задаче и являющаяся прототипом предложенного технического решения. An analysis of the technology in this field showed that the rocket design with a reduced smoke line of the line of sight is closest known [2], which is closest to the problem being solved and is a prototype of the proposed technical solution.

Эта ракета содержит корпус с пороховым зарядом и центральной трубкой, вход которой открыт для набегающего потока воздуха. Сопла ракетного двигателя расположены по периферии двигателя. За счет дополнительного окислителя набегающего потока воздуха происходит дожигание частиц порохового заряда, снижая тем самым задымленность трассы. This rocket contains a housing with a powder charge and a central tube, the inlet of which is open to the incoming air flow. Rocket engine nozzles are located on the periphery of the engine. Due to the additional oxidizer of the incoming air flow, the particles of the powder charge are afterburned, thereby reducing the smoke of the route.

Однако, описанная конструкция не может быть использована в малогабаритных управляемых ракетах по следующим причинам:
для дожигания используется дополнительный кожух, объединяющий сопла, что значительно увеличивает габаритные размеры ракеты;
выброшенный из сопел газ с твердыми частицами недогоревшего пороха имеет низкую температуру и для дожигания требуется специальная засопловая камера дожигания со стабилизатором пламени, что также увеличивает габариты ракеты.However, the described design cannot be used in small guided missiles for the following reasons:
for afterburning, an additional casing is used that combines nozzles, which significantly increases the overall dimensions of the rocket;
the gas ejected from the nozzles with solid particles of unburnt gunpowder has a low temperature and a special afterburning afterburner with a flame stabilizer is required for afterburning, which also increases the dimensions of the rocket.

Целью настоящего изобретения является уменьшение задымленности линии визирования при стрельбе управляемой ракеты без увеличения ее габаритных размеров. The aim of the present invention is to reduce the smoke line of sight when firing a guided missile without increasing its overall dimensions.

Поставленная цель обеспечивается за счет введения в известную конструкцию ракеты, содержащую головную часть ракеты, двигатель твердого топлива с расположенными по периферии соплами и центральной трубкой, вход которой соединен с набегающим потоком воздуха, следующих конструктивных отличий:
на выходе из центральной трубки образована рессиверная полость;
на раструбах сопел выполнены симметричные относительно оси сопла прямоугольные пазы;
раструбы сопел снабжены кожухами, образующие с ними каналы по числу пазов в сопле; сообщенные с рессиверной полостью;
центральная трубка выполнена из материала с высокой теплопроводностью, преимущественно из тонкостенной стали.This goal is achieved by introducing into the known design of the rocket containing the head of the rocket, a solid fuel engine with peripheral nozzles and a central tube, the inlet of which is connected to the incoming air flow, the following structural differences:
at the outlet of the central tube, a receiver cavity is formed;
rectangular nozzles symmetrical with respect to the axis of the nozzle are made on the nozzles;
the nozzle sockets are provided with casings, forming channels with them according to the number of grooves in the nozzle; communicated with the receiver cavity;
the central tube is made of a material with high thermal conductivity, mainly of thin-walled steel.

На фиг.1 показан общий вид ракеты, разрез; на фиг.2 сечение А-А на фиг. 1; на фиг.3 сечение Б-Б на фиг.2. Figure 1 shows a General view of the rocket, section; FIG. 2, section AA in FIG. 1; figure 3 section BB in figure 2.

Ракета содержит головную часть 1 с системой управления и ракетный двигатель 2 с соплами 3. В двигателе размещены пороховой заряд 4 с воспламенителем 5. В двигателе смонтирована центральная трубка 6, вход которой соединен с лобовой поверхностью 7 ракеты. На выходных раструбах 8 сопел выполнены симметричные пазы 9, ширина которых В составляет 0,1-0,4 диаметра D критического сечения сопла. На соплах смонтированы кожух 10 с воздуховодными каналами 11, ориентированными в рессиверную полость 12, образованную выходным уширением 13 центральной трубки и ограничительной крышкой 14. Трубка выполнена из тонкостенной стали с хорошей теплопроводностью. Стрелками показано направление вдуваемого потока воздуха. The rocket contains a head part 1 with a control system and a rocket engine 2 with nozzles 3. A powder charge 4 with an igniter 5 is placed in the engine. A central tube 6 is mounted in the engine, the input of which is connected to the frontal surface 7 of the rocket. Symmetrical grooves 9 are made at the output nozzles 8 of the nozzles, the width of which is 0.1-0.4 of the diameter D of the critical section of the nozzle. A casing 10 is mounted on the nozzles with air ducts 11 oriented in the receiver cavity 12, formed by the outlet broadening 13 of the central tube and the restrictive cover 14. The tube is made of thin-walled steel with good thermal conductivity. The arrows indicate the direction of the blown air flow.

Работа описанной выше управляемой ракеты заключается в следующем. The operation of the guided missile described above is as follows.

При инициировании воспламенителя 5 его продуктами сгорания зажигается твердотопливный пороховой заряд 4. Пороховые газы, истекающие через сопла 3, создают тягу, обеспечивая необходимую скорость движения ракеты. При полете набегающий поток воздуха устремляется в центральную трубку 6, стенки которой образуют внутреннюю стенку двигателя, где происходит его прогрев за счет хорошей теплопроводности материала. Через центральную трубку воздух заполняет рессиверную полость 12, где осредняются характеристики потока воздуха, чем достигается единообразие состояния параметров воздушного потока. При этом прогретый воздух эжектируется скоростной струей пороховых газов, истекающей через выходные раструбы 8 сопел, что обеспечивает их интенсивное "засасывание" внутрь сопловых раструбов. За счет вдуваемого потока воздуха повышается кислородный баланс, что способствует дожиганию несгоревших частиц в сопловых раструбах, а, следовательно, повышается прозрачность дымового шлейфа за ракетой и надежность поражения цели. When the igniter 5 is initiated by its combustion products, a solid propellant powder charge 4 is ignited. The powder gases flowing through the nozzles 3 create traction, providing the necessary speed of the rocket. During flight, an incident air stream rushes into the central tube 6, the walls of which form the inner wall of the engine, where it is heated due to the good thermal conductivity of the material. Through the central tube, air fills the receiver cavity 12, where the characteristics of the air flow are averaged, thereby achieving uniformity in the state of the air flow parameters. In this case, the heated air is ejected by a high-speed jet of powder gases flowing out through the outlet nozzles of the 8 nozzles, which ensures their intensive "suction" inside the nozzle nozzles. Due to the inflated air flow, the oxygen balance increases, which contributes to the afterburning of unburned particles in the nozzle sockets, and, therefore, the transparency of the smoke plume behind the rocket and the reliability of hitting the target are increased.

Предложенное соотношение ширины прямоугольных пазов и диаметра критического сечения сопла как 0,1-0,4 получено экспериментальным путем и объясняется следующими соображениями. При соотношении менее 0,1 количество эжектируемого воздуха недостаточно для дожигания частиц пороха в сопле. При соотношениях более 0,4 снижается эффективность эжектирования воздушного потока из-за снижения скорости истекающего потока газов в выходном раструбе, что также ведет к снижению возможности дожигания недогоревших частиц порохового заряда. The proposed ratio of the width of the rectangular grooves and the diameter of the critical section of the nozzle as 0.1-0.4 was obtained experimentally and is explained by the following considerations. With a ratio of less than 0.1, the amount of ejected air is not enough to burn out the powder particles in the nozzle. At ratios of more than 0.4, the efficiency of ejection of the air flow is reduced due to a decrease in the velocity of the outflowing gas stream in the outlet bell, which also leads to a decrease in the possibility of burning out unburned particles of the powder charge.

Проведенные испытания показали эффективность предложенной конструкции, обеспечивающей необходимую для управления ракеты прозрачность дымового шлейфа от ракетного двигателя. The tests showed the effectiveness of the proposed design, which provides the transparency of the smoke plume from a rocket engine necessary for rocket control.

Claims

CONTROLLED ROCKET, comprising a head part, a solid fuel rocket engine with a powder charge and nozzles located on the periphery and an air intake mounted on the axis of the engine, characterized in that the air intake is made of sheet steel and fixed in the head part, and a receiver is installed at the outlet of the air intake, evenly spaced grooves are made on the nozzle sockets, while the sockets are provided with casings with the formation of channels between them, communicating with the grooves and the receiver cavity.