RU2117809C1 - Solid-propellant rocket engine for rocket projectile of salvo fire system - Google Patents

Solid-propellant rocket engine for rocket projectile of salvo fire system Download PDF

Info

Publication number
RU2117809C1
RU2117809C1 RU96123943A RU96123943A RU2117809C1 RU 2117809 C1 RU2117809 C1 RU 2117809C1 RU 96123943 A RU96123943 A RU 96123943A RU 96123943 A RU96123943 A RU 96123943A RU 2117809 C1 RU2117809 C1 RU 2117809C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
diameter
solid
rocket
compensators
propellant
Prior art date
Application number
RU96123943A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU96123943A (en
Inventor
Н.А. Макаровец
Г.А. Денежкин
В.В. Семилет
В.И. Подчуфаров
Д.М. Петуркин
И.Ю. Соколов
Н.А. Лопухов
Original Assignee
Государственное научно-производственное предприятие "Сплав"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" filed Critical Государственное научно-производственное предприятие "Сплав"
Priority to RU96123943A priority Critical patent/RU2117809C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2117809C1 publication Critical patent/RU2117809C1/en
Publication of RU96123943A publication Critical patent/RU96123943A/en

Links

Images

Landscapes

  • Solid Fuels And Fuel-Associated Substances (AREA)

Abstract

FIELD: military equipment. SUBSTANCE: solid-propellant rocket engine works on solid composite propellant; it has bottom, envelope, end elastic compensators and nozzle unit. Each compensator is made in form of circular solid insert of varying thickness in longitudinal section. One part of insert has cylindrical form over outer surface with taper inner surface. Other part of insert is made in form of hollow truncated cone whose length ranges from 0.01 to 0.03 of length of change case; diameter at lesser section ranges from 0.8 to 0.92 of diameter of change case and thickness of wall ranges from 0.01 to 0.03 diameter of change case. Compensators are fastened to metal ferrule only over their outer cylindrical surface. EFFECT: simplified construction and enhanced reliability of attachment of solid propellant charge inside body of rocket section under any temperature conditions. 3 dwg

Description

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано при разработке и производстве ракетных двигателей (РД) к снарядам систем залпового огня (РСЗО), работающих на смесевом твердом топливе (СТТ). The invention relates to military equipment and can be used in the development and production of rocket engines (RD) for shells of multiple launch rocket systems (MLRS), operating on mixed solid fuel (CTT).

При определении уровня техники использовались общедоступные сведения, представленные в следующих источниках информации:
- опубликованные описания к охранным документам, заявки на изобретения;
- советские и иные издания, имеющиеся в библиотеке;
- депонированные рукописи статей, обзоров, монографий, отчеты о научно-исследовательских работах, пояснительные записки к опытно-конструкторским работам и другая конструкторская, технологическая, нормативно-техническая и проектная документация, находящаяся в органах научно-технической информации;
- материалы диссертаций и авторефераты, изданные на правах рукописи;
- принятые на конкурс работы и экспонаты, помещенные на выставке;
- сообщения, переданные посредством радио, телевидения, кино и т.д.;
- сведения о техническом средстве, ставшие известными в результате их использования.When determining the level of technology, publicly available information was used, presented in the following sources of information:
- published descriptions of title documents, applications for inventions;
- Soviet and other publications available in the library;
- deposited manuscripts of articles, reviews, monographs, reports on scientific research, explanatory notes to experimental design work and other design, technological, regulatory, technical and design documentation located in the bodies of scientific and technical information;
- materials of dissertations and abstracts published as manuscripts;
- accepted works and exhibits placed at the exhibition;
- Messages transmitted through radio, television, cinema, etc .;
- information about the technical means, which became known as a result of their use.

В последнее время как в нашей стране, так и за рубежом, активно проводятся работы, направленные на повышение эффективности применения снарядов РСЗО и преимущественно на повышение дальности стрельбы. Recently, both in our country and abroad, work has been actively carried out aimed at increasing the efficiency of the use of MLRS shells and mainly at increasing the firing range.

Из зарубежных аналогов известно техническое решение из патента США N 3015209, в котором (по описанию) между прокладками на пороховой шашке и металлическими дисками установлены прокладки из пробки или резины. Назначение этих прокладок - предохранять вкладной заряд твердого топлива от выпадения из своих опор при тепловом расширении камеры сгорания. From foreign analogues known technical solution from US patent N 3015209, in which (according to the description) between the gaskets on the powder checker and metal disks installed gaskets made of cork or rubber. The purpose of these gaskets is to protect the solid fuel insertion charge from falling out of its supports during thermal expansion of the combustion chamber.

Способ компоновки прокладок относительно заряда ТТ и корпуса двигателя аналога не годится для использования в заявляемой конструкции, так как не обеспечивает компенсацию технологической усадки и температурных деформаций заряда в радиальном направлении. The method of arranging the gaskets relative to the charge of the CT and the analog engine case is not suitable for use in the claimed design, since it does not provide compensation for technological shrinkage and temperature deformation of the charge in the radial direction.

Известно также техническое решение, принятое за прототип, из заявки Франции N 2466627, кл. F 02 K 9/10, 1971. В ракетном двигателе в соответствии с прототипом концевой компенсатор выполнен в виде кольцевого монолитного чашеобразного вкладыша полусферической формы с отверстием в донной части и переменной толщиной стенки - однослойной в зоне перехода от цилиндра к дну и трехслойной в донной части с открытыми кольцевыми полостями между слоями. There is also a technical solution adopted for the prototype from the application of France N 2466627, cl. F 02 K 9/10, 1971. In a rocket engine, in accordance with the prototype, the end compensator is made in the form of an annular monolithic cup-shaped liner of a hemispherical shape with a hole in the bottom and a variable wall thickness - single-layer in the transition zone from the cylinder to the bottom and three-layer in the bottom with open annular cavities between the layers.

Такие вкладыши не компенсируют технологической осадки топлива в процессе изготовления заряда и также не компенсируют разности деформаций заряда и корпуса РЧ в радиальном направлении в процессе воздействия температуры в пределах от -50oC до +50oC и не обеспечат надежного крепления заряда к корпусу ракетной части. Следовательно, и они не пригодны для рассматриваемого решения.Such inserts do not compensate for technological fuel deposition during the charge manufacturing process and also do not compensate for the difference in the radial direction of the charge and RF shell deformations during temperature exposure in the range from -50 o C to +50 o C and will not ensure reliable charge attachment to the missile body . Therefore, they are not suitable for the solution in question.

Целью изобретения является повышение надежности крепления заряда твердого смесевого топлива внутри корпуса ракетной части во всех температурных условиях эксплуатации изделия и упрощение процесса его закрепления в корпусе при снаряжении, обеспечение компенсации деформации заряда в осевом и радиальном направлениях после заполнения зарядного пространства, компенсации разности температурных деформаций в осевом и радиальном направлениях топлива и металлической оболочки в диапазоне температур от плюс 50oC до минус 50oC, обеспечение надежного крепления заряда в корпусе при динамических нагрузках в процессе транспортирования, выполнения погрузочно-разгрузочных работ и стартовых перегрузок в процессе запуска изделия.The aim of the invention is to increase the reliability of fastening the charge of solid mixed fuel inside the body of the rocket part in all temperature conditions of operation of the product and simplify the process of securing it in the housing when equipped, providing compensation for charge deformation in the axial and radial directions after filling the charging space, compensation for the difference in temperature deformations in the axial and the radial directions of the fuel and the metal shell in the temperature range from plus 50 o C to minus 50 o C, ensuring secure fastening of the charge in the housing during dynamic loads during transportation, loading and unloading operations and starting overloads during the launch of the product.

Поставленная цель достигается тем, что каждый концевой эластичный компенсатор выполнен в виде кольцевого сплошного вкладыша переменной толщины в продольном сечении, одна часть которого выполнена цилиндрической формы по наружной поверхности и конической внутренней поверхностью, а другая часть выполнена в виде полого усеченного конуса длиной, равной 0,01 - 0,03 длины зарядной камеры, диаметром у меньшего сечения, равным 0,8-0,92 диаметра зарядной камеры, и толщиной спинки, равной 0,01 - 0,03 диаметра зарядной камеры, при этом с металлической оболочкой компенсаторы скреплены только по наружной цилиндрической поверхности. This goal is achieved in that each end elastic compensator is made in the form of an annular continuous insert of variable thickness in a longitudinal section, one part of which is made of cylindrical shape on the outer surface and conical inner surface, and the other part is made in the form of a hollow truncated cone with a length of 0, 01 - 0.03 of the length of the charging chamber, with a diameter at a smaller cross-section equal to 0.8-0.92 of the diameter of the charging chamber, and a thickness of the back equal to 0.01 - 0.03 of the diameter of the charging chamber, with a metal shell The expansion joints are fastened only along the outer cylindrical surface.

Разные по толщине элементы компенсатора выполняют различные функции. Compensator elements of different thicknesses perform various functions.

Утолщенная часть компенсатора воспринимает на себя механические нагрузки, возникающие при погрузочно-разгрузочных работах, транспортировании и стартовых перегрузках при запуске изделия, а также обеспечивает компенсацию технологической усадки и разницу температурных деформаций заряда и оболочек в осевом и радиальном направлениях при перепаде температуры от плюс 50oC до минус 50oC за счет эластичности и упругих характеристик материала. Утоненная коническая часть компенсатора обеспечивает компенсацию технологической усадки топлива и разницу температурных деформаций в осевом и радиальном направлениях топлива и металлической оболочки как за счет эластичности и упругих характеристик материала, так и за счет геометрических параметров этого элемента компенсатора (длины, диаметра, толщины и конусности), которые обуславливают растягивающие, сжимающие и изгибные деформации конической части компенсатора.The thickened part of the compensator takes on mechanical loads that occur during loading and unloading, transportation and starting overloads when starting up the product, and also provides compensation for technological shrinkage and the difference in temperature deformation of the charge and shells in the axial and radial directions when the temperature drops from plus 50 o C up to minus 50 o C due to the elasticity and elastic characteristics of the material. The thinned conical part of the compensator provides compensation for technological shrinkage of the fuel and the difference in temperature deformations in the axial and radial directions of the fuel and the metal shell both due to the elasticity and elastic characteristics of the material, and due to the geometric parameters of this element of the compensator (length, diameter, thickness and taper), which cause tensile, compressive and bending deformations of the conical part of the compensator.

На фиг. 1 представлена схема корпуса РЧ. Корпус состоит из днища 1, металлической оболочки 2, эластичных компенсаторов 3 и соплового блока 4. На фиг. 2 приведены геометрические параметры компенсаторов и взаимосвязанные размеры других элементов РЧ, где D, L -диаметр и длина зарядной камеры соответственно; l1 - длина утолщенного элемента 5 компенсатора; l2, S, d - длина, толщина и диаметр у меньшего сечения утоненного конического элемента 6 компенсатора. На фиг. 3 представлена схема разложения осевой силы, где Pо - осевая сила стартовой нагрузки заряда 7; Pp - радиальная составляющая сила; Ppз -результирующая сила, воздействующая перпендикулярно конической внутренней поверхности 8 компенсатора.In FIG. 1 is a diagram of an RF enclosure. The housing consists of a bottom 1, a metal shell 2, elastic compensators 3 and a nozzle block 4. In FIG. 2 shows the geometric parameters of the compensators and the interrelated sizes of other RF elements, where D, L are the diameter and length of the charging chamber, respectively; l 1 - the length of the thickened element 5 of the compensator; l 2 , S, d - length, thickness and diameter of a smaller section of the thinned conical element 6 of the compensator. In FIG. 3 shows a diagram of the decomposition of the axial force, where P about - the axial force of the starting load of the charge 7; P p is the radial component force; P pz - the resulting force acting perpendicular to the conical inner surface 8 of the compensator.

Геометрические параметры конического элемента компенсатора выполнены таким образом, что позволяют внутренней его поверхности следовать за изменениями размеров заряда во всех направлениях в процессе технологической усадки и температурных деформаций в диапазоне от +50oC до -50oC. Этим обеспечивается неразрывность соединения заряда с металлической оболочкой корпуса во всех условиях эксплуатации и применения изделий.The geometric parameters of the conical element of the compensator are designed in such a way that allows its inner surface to follow changes in charge sizes in all directions during technological shrinkage and temperature deformations in the range from +50 o C to -50 o C. This ensures the continuity of the connection of the charge with the metal shell enclosures in all conditions of use and use of products.

Длина l2 конического элемента компенсатора выполнена равной 0,01 - 0,03 длины L зарядной камеры. Конический элемент меньшей длины не обеспечит компенсации усадочной и температурной деформации в осевом направлении, а при большой длине не обеспечивается необходимой конструктивной жесткости и устойчивости.The length l 2 of the conical element of the compensator is made equal to 0.01 - 0.03 of the length L of the charging chamber. A conical element of shorter length will not provide compensation for shrinkage and temperature deformation in the axial direction, and with a large length, the necessary structural rigidity and stability are not provided.

Наружный диаметр d конического элемента выполнен равным 0,8 - 0,92 диаметра D зарядной камеры. Меньший диаметр неоправдано приводит к сокращению зарядного пространства, массы топлива и, следовательно, дальности полета изделий, а большая величина диаметра не обеспечит компенсации технологической усадки и температурной деформации, так как этот элемент компенсатора будет располагаться практически параллельно оси зарядной камеры. The outer diameter d of the conical element is made equal to 0.8 - 0.92 of the diameter D of the charging chamber. A smaller diameter unjustifiably leads to a reduction in the charging space, fuel mass and, consequently, the flight range of the products, and a large diameter will not provide compensation for technological shrinkage and temperature deformation, since this element of the compensator will be located almost parallel to the axis of the charging chamber.

Толщина S конического элемента выполнена численно равной 0,01 - 0,03 диаметра D зарядной камеры. Меньшее значение толщины не обеспечит конструктивной жесткости и технологичности. Большее значение толщины неоправданно повышает жесткость и сокращает объем зарядного пространства. The thickness S of the conical element is made numerically equal to 0.01 - 0.03 of the diameter D of the charging chamber. A smaller thickness will not provide structural rigidity and manufacturability. A larger thickness value unnecessarily increases stiffness and reduces the amount of charging space.

В результате сопоставительного анализа предлагаемого корпуса РЧ аналога и прототипа установлены отличительные признаки, отвечающие критерию "новизна" заявляемого технического решения и позволяющие классифицировать его соответствие критерию "изобретательский уровень". As a result of a comparative analysis of the proposed RF analogue and prototype case, distinctive signs are established that meet the criterion of "novelty" of the claimed technical solution and allow classifying it according to the criterion of "inventive step".

В заявляемом корпусе РЧ компенсаторы отличаются конструктивно от таких же деталей аналога и прототипа. В корпусе-аналоге компенсаторы выполнены в виде сплошных колец прямоугольного сечения и постоянной толщины. В прототипе компенсаторы выполнены в виде кольцевых монолитных чашеобразных вкладышей полусферической формы с отверстием в донной части и переменной толщиной стенки - однослойной в зоне перехода от цилиндра к дну и трехслойной в донной части с открытыми кольцевыми полостями между слоями. В соответствии с заявляемым решением каждый компенсатор выполнен в виде сплошного кольца переменной толщины в сечении, параллельном оси корпуса. Каждый компенсатор состоит из двух частей - одна часть 5 утолщена и выполнена в виде цилиндра по наружной поверхности и конуса по внутренней поверхности, другая утоненная часть 6 выполнена в виде полого усеченного конуса. In the inventive housing RF compensators are structurally different from the same parts of the analogue and prototype. In the analog case, the compensators are made in the form of continuous rings of rectangular cross section and constant thickness. In the prototype, the compensators are made in the form of annular monolithic cup-shaped inserts of a hemispherical shape with a hole in the bottom and a variable wall thickness - single-layer in the transition zone from the cylinder to the bottom and three-layer in the bottom with open annular cavities between the layers. In accordance with the claimed solution, each compensator is made in the form of a continuous ring of variable thickness in a section parallel to the axis of the housing. Each compensator consists of two parts - one part 5 is thickened and made in the form of a cylinder on the outer surface and a cone on the inner surface, the other thinned part 6 is made in the form of a hollow truncated cone.

Размеры конуса - длина, диаметр и толщина стенки - выполнены в определенной зависимости от размера зарядной камеры корпуса РЧ. The cone dimensions — length, diameter, and wall thickness — are made depending on the size of the charging chamber of the RF housing.

Оригинальная геометрия и взаимосвязь размеров компенсаторов с размерами зарядной камеры обеспечивают компенсацию технологической усадки и разности температурных деформаций металлической оболочки и заряда в условиях производства и эксплуатации в осевом и радиальном направлениях как в случае увеличения размеров при нагреве изделия до +50oC, так и в случае уменьшения размеров при технологической усадке топлива и охлаждения изделия до -50oC.The original geometry and the relationship of the sizes of the compensators with the dimensions of the charging chamber provide compensation for the technological shrinkage and the difference in the temperature deformations of the metal shell and the charge in the conditions of production and operation in the axial and radial directions both in case of increase in size when the product is heated to +50 o C, and in the case of size reduction during technological shrinkage of fuel and cooling of the product to -50 o C.

В предлагаемом изобретении компенсаторы скреплены непосредственно как с металлической оболочкой корпуса, так и с зарядом по боковым поверхностям без дополнительных конструктивных элементов. В аналоге и прототипе компенсаторы не связаны непосредственно с металлической оболочкой корпуса, а опираются одним торцом на дополнительные крепежные элементы РЧ, а другим торцом взаимодействуют с зарядом, воспринимая на себя осевую нагрузку, и компенсируют деформацию заряда только в осевом направлении и только при нагреве изделия. In the present invention, the compensators are bonded directly with the metal shell of the housing, and with a charge on the side surfaces without additional structural elements. In the analogue and prototype, the compensators are not directly connected to the metal shell of the case, but rely on one end on additional RF fasteners, and on the other end they interact with the charge, taking on the axial load, and compensate for the deformation of the charge only in the axial direction and only when the product is heated.

Выполнение внутренней поверхности утолщенной части компенсатора конической формы обеспечивает дополнительный прижим компенсатора к внутренней поверхности 9 оболочки корпуса в процессе воздействия осевых стартовых нагрузок за счет радиальной составляющей вектора разложения сил (см. фиг. 3). The implementation of the inner surface of the thickened part of the compensator conical shape provides an additional clamp of the compensator to the inner surface 9 of the shell of the housing during the action of axial starting loads due to the radial component of the vector of decomposition of forces (see Fig. 3).

В соответствии с предлагаемым техническим решением изготовлены и испытаны с положительными результатами во всех условиях эксплуатации и применения корпуса РЧ к РС калибром 300 мм, 220 мм и 120 мм. Это подтверждает правильность выбранного решения. In accordance with the proposed technical solution, they were manufactured and tested with positive results in all operating conditions and application of the RF housing to the RS with a caliber of 300 mm, 220 mm and 120 mm. This confirms the correctness of the selected solution.

Claims (1)

Ракетный двигатель твердого топлива ракетного снаряда системы залпового огня, состоящий из днища, оболочки, концевых эластичных компенсаторов и соплового блока, отличающийся тем, что каждый концевой эластичный компенсатор выполнен в виде кольцевого сплошного вкладыша переменной толщины в продольном сечении, одна часть которого выполнена цилиндрической формы по наружной поверхности и конической внутренней поверхностью, а другая часть выполнена в виде полого усеченного конуса длиной, равной 0,01 - 0,03 длины зарядной камеры, диаметром у меньшего сечения, равным 0,8 - 0,92 диаметра зарядной камеры, и толщиной стенки, равной 0,01 - 0,03 диаметра зарядной камеры, при этом с металлической оболочкой компенсаторы скреплены только по наружной цилиндрической поверхности. A rocket engine of solid fuel of a rocket shell of a multiple launch rocket system, consisting of a bottom, a shell, end elastic expansion joints and a nozzle block, characterized in that each end elastic expansion joint is made in the form of an annular continuous insert of variable thickness in a longitudinal section, one part of which is cylindrical in shape the outer surface and the conical inner surface, and the other part is made in the form of a hollow truncated cone with a length equal to 0.01 - 0.03 of the length of the charging chamber, with a diameter of shego cross section of 0.8 - 0.92 charging chamber diameter, and wall thickness of 0.01 - 0.03 the diameter of the charging chamber, while the metal shell compensators are fastened only on the outer cylindrical surface.
RU96123943A 1996-12-18 1996-12-18 Solid-propellant rocket engine for rocket projectile of salvo fire system RU2117809C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU96123943A RU2117809C1 (en) 1996-12-18 1996-12-18 Solid-propellant rocket engine for rocket projectile of salvo fire system

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU96123943A RU2117809C1 (en) 1996-12-18 1996-12-18 Solid-propellant rocket engine for rocket projectile of salvo fire system

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2117809C1 true RU2117809C1 (en) 1998-08-20
RU96123943A RU96123943A (en) 1999-02-20

Family

ID=20188318

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU96123943A RU2117809C1 (en) 1996-12-18 1996-12-18 Solid-propellant rocket engine for rocket projectile of salvo fire system

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2117809C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10723435B2 (en) 2015-04-29 2020-07-28 Bombardier Inc. Acoustic abatement apparatus for an aircraft
RU218293U1 (en) * 2022-05-30 2023-05-22 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "ВОЕННАЯ АКАДЕМИЯ МАТЕРИАЛЬНО-ТЕХНИЧЕСКОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ имени генерала армии А.В. Хрулева" Starter jet engine with reduced temperature difference of initial speeds

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10723435B2 (en) 2015-04-29 2020-07-28 Bombardier Inc. Acoustic abatement apparatus for an aircraft
RU218293U1 (en) * 2022-05-30 2023-05-22 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "ВОЕННАЯ АКАДЕМИЯ МАТЕРИАЛЬНО-ТЕХНИЧЕСКОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ имени генерала армии А.В. Хрулева" Starter jet engine with reduced temperature difference of initial speeds

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US5165040A (en) Pre-stressed cartridge case
US2816418A (en) Shaped propellant charges for solidfuel rocket type motors
US5269224A (en) Caseless utilized ammunition charge module
US5117759A (en) Filamentary composite dual wall warhead
US3228298A (en) Rifle barrel
US6082676A (en) Cryogenic tanks for launch vehicles
RU2225664C2 (en) Cone
RU2117809C1 (en) Solid-propellant rocket engine for rocket projectile of salvo fire system
US2809587A (en) Reinforced-fin rotating band
US3916618A (en) Holding device for holding a propellant grain in a combustion chamber
EP0475207A1 (en) Caseless unitized ammunition charge module
US9151579B2 (en) Non-circular cross-section missile components, missiles incorporating same, and methods of operation
US10378868B2 (en) Explosive ordnance cold assembly process
Berdoyes SRM nozzle design breakthroughs with advanced composite materials
US5220125A (en) Unitized shock isolation and missile support system
US4382409A (en) Longitudinal reinforcement of high explosive fill in projectiles
US3132618A (en) Container for high pressure gas
US3161132A (en) Epoxy resin structural filler materials
RU2210726C1 (en) Space rocket (variants)
RU2447310C1 (en) Solid-propellant rocket engine body
CN221823931U (en) Rocket engine shell three-layer connection structure
USH853H (en) Slitted hybrid composite design for gun launch applications
RU2139438C1 (en) Solid-propellant rocket engine
RU2327050C2 (en) Solid-propellant rocket enfine case from "cocoon'-type composite materials
US20240263928A1 (en) Composite Sabot Comprising Angled Undulated Fibers, System, and Methods of Making and Using the Same

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20131219