RU2125701C1 - Rocket - Google Patents
Rocket Download PDFInfo
- Publication number
- RU2125701C1 RU2125701C1 RU98103793A RU98103793A RU2125701C1 RU 2125701 C1 RU2125701 C1 RU 2125701C1 RU 98103793 A RU98103793 A RU 98103793A RU 98103793 A RU98103793 A RU 98103793A RU 2125701 C1 RU2125701 C1 RU 2125701C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- conical part
- stabilization
- nozzles
- gas
- Prior art date
Links
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к военной технике, а именно ракетам с газодинамической системой стабилизации и может быть использовано при разработке реактивных снарядов систем залпового огня. The invention relates to military equipment, namely missiles with a gas-dynamic stabilization system and can be used in the development of rockets of multiple launch rocket systems.
Для борьбы с наземными целями в настоящее время широко применяются реактивные системы залпового огня (см. например, Регентов М.Л., Реактивные системы залпового огня, Зарубежное военное обозрение, N 2, 1987 г., с. 28-33). В состав такой системы входят реактивные снаряды (ракеты), снабженные моноблочной или кассетной боевой частью, ракетным двигателем и хвостовым оперением. To combat ground targets, multiple launch rocket systems are currently widely used (see, for example, Regents ML, multiple launch rocket systems, Foreign Military Review, N 2, 1987, p. 28-33). The composition of such a system includes rockets (missiles) equipped with a monoblock or cluster warhead, rocket engine and tail.
Так, известные неуправляемые ракетные снаряды М8 и М13, обеспечивающие поражение площадных целей (см., например, Куров В.Д., Должанский Ю.М., Основы проектирования пороховых ракетных снарядов. - М.: Оборонгиз, 1961, с. 11, фиг. 1.7), принятые за аналоги. Они содержат цилиндрический корпус с конической передней частью и хвостовое оперение. Их конструкция проста и достаточно надежна. So, the well-known unguided missile shells M8 and M13, providing for the defeat of area targets (see, for example, Kurov V.D., Dolzhansky Yu.M., Fundamentals of the design of powder rocket shells. - M .: Oborongiz, 1961, p. 11, Fig. 1.7), adopted for analogues. They contain a cylindrical body with a conical front and tail. Their design is simple and reliable enough.
В то же время достигнутые для этих снарядов характеристики кучности и точности стрельбы не обеспечивают достаточно эффективного поражения целей. At the same time, the accuracy and accuracy of the firing accuracy achieved for these shells do not provide sufficiently effective target destruction.
Таким образом, задачей данного технического решения являлось обеспечение кучности и точности стрельбы при достаточно высокой надежности и простоте конструкции. Thus, the objective of this technical solution was to ensure accuracy and accuracy of shooting with a sufficiently high reliability and simplicity of design.
Общими признаками с предлагаемой авторами ракетой являются цилиндрический корпус с передней конической частью и хвостовое оперение. Common features with the rocket proposed by the authors are a cylindrical body with a front conical part and tail unit.
В настоящее время направлением развития РСЗО являются увеличения дальности при одновременном повышении кучности и точности стрельбы реактивными снарядами. Увеличение дальности стрельбы осуществляется путем увеличения калибра ракеты и применением в двигателе высокоэнергетических топлив. Для повышения кучности и, следовательно, эффективности стрельбы, широкое применение нашли различные системы закрутки и поворота ракеты, позволяющие осреднить эксцентриситет реактивной тяги двигателя и аэродинамический эксцентриситет ракеты в целом. Кроме того, для повышения точности и кучности стрельбы путем снижения чувствительности ракеты к ветровым и начальным возмущениям в ракетах применяются различные устройства, например, устройства задержки раскрытия оперения для снижения ветровой чувствительности ракеты, а также различные виды систем стабилизации ракеты на начальном участке траектории. Currently, the direction of the development of MLRS are increasing range while increasing accuracy and accuracy of firing rockets. An increase in the firing range is carried out by increasing the caliber of the rocket and using high-energy fuels in the engine. To increase accuracy and, consequently, firing efficiency, various systems of rocket swirling and turning were widely used, which made it possible to average the eccentricity of jet thrust of the engine and the aerodynamic eccentricity of the rocket as a whole. In addition, to increase the accuracy and accuracy of fire by reducing the sensitivity of the rocket to wind and initial disturbances in rockets, various devices are used, for example, plumage opening delay devices to reduce the wind sensitivity of the rocket, as well as various types of rocket stabilization systems in the initial section of the trajectory.
Наиболее близкой по технической сути и достигаемому техническому результату является ракета, снабженная газодинамической системой угловой стабилизации с соплами, расположенными в передней части ракеты, по патенту России N 2071027, опубликованному 27.12.96 г., принятая за прототип. Она содержит цилиндрический корпус с передней конической частью, хвостовое оперение, ракетный двигатель и газодинамическую систему угловой стабилизации с соплами. The closest in technical essence and the achieved technical result is a rocket equipped with a gas-dynamic system of angular stabilization with nozzles located in front of the rocket, according to Russian patent N 2071027, published on December 27, 1996, adopted as a prototype. It contains a cylindrical body with a front conical part, tail unit, rocket engine and gas-dynamic system of angular stabilization with nozzles.
Ракета, принятая за прототип, функционирует следующим образом. При старте одновременно с ракетным двигателем запускаются газогенератор системы угловой стабилизации. За счет взаимодействия ведущего штифта ракеты с винтовым пазом направляющей осуществляется ее начальная закрутка, поддерживаемая на траектории косо поставленными лопастями хвостового оперения. За счет истечения продуктов сгорания газогенератора блока системы угловой стабилизации из сопел по нормали к продольной оси ракеты создается управляющие усилие, направление действия которой противоположно направлению действия возмущающей силы. Чувствительность отклонения ракеты от заданной траектории под действием начальных и ветровых возмущений снижается, что приводит к повышению точностных характеристики и эффективности стрельбы ракетой с газодинамической системой угловой стабилизации по сравнению с неуправляемыми ракетами. The missile, adopted as a prototype, operates as follows. At start, simultaneously with the rocket engine, the gas generator of the angular stabilization system is launched. Due to the interaction of the leading pin of the rocket with the helical groove of the guide, its initial twist is carried out, supported along the trajectory by the oblique tail blades. Due to the expiration of the products of combustion of the gas generator of the block of the angular stabilization system from the nozzles along the normal to the longitudinal axis of the rocket, a control force is created whose direction of action is opposite to the direction of action of the disturbing force. The sensitivity of the deviation of the rocket from a given trajectory under the influence of initial and wind disturbances decreases, which leads to an increase in the accuracy characteristics and efficiency of firing a rocket with a gas-dynamic system of angular stabilization in comparison with unguided missiles.
Задачей данного технического решения (прототипа) являлось обеспечение кучности и точности стрельбы за счет использования газодинамической системы угловой стабилизации. The objective of this technical solution (prototype) was to ensure accuracy and accuracy of fire through the use of a gas-dynamic system of angular stabilization.
Однако, как показали экспериментальные исследования, эффект от применения газодинамической системы угловой стабилизации уменьшается на ракетах с дальностями стрельбы более 50 км из-за увеличения скоростей ее полета и усиления влияния скачков уплотнения набегающего потока воздуха. При взаимодействии струи газа с воздушным набегающим потоком в районе сопла образуются дополнительные скачки уплотнения. Взаимное влияние скачков уплотнения, образующихся на передней конической части и перед выдуваемой струей газа, деформируют структуру обтекания ракеты и приводят к изменению величины и нестабильности управляющего усилия системы угловой стабилизации (см., например, Краснов Н. Ф., Кошевой В.Н., Управление и стабилизация в аэродинамике. -М., "Высшая школа", 1978, с. 337-340, 360-362). Данное явление отрицательно сказывается на стабильности точностных характеристики стрельбы ракетой-прототипом. However, as experimental studies have shown, the effect of the use of a gas-dynamic system of angular stabilization decreases on missiles with firing ranges of more than 50 km due to an increase in its flight speeds and an increase in the effect of shock waves on the incoming air flow. When a gas jet interacts with an air flow in the vicinity of the nozzle, additional shock waves are formed. The mutual influence of the shock waves formed on the front conical part and in front of the blown gas stream deform the structure of the flow around the rocket and lead to a change in the magnitude and instability of the control force of the angular stabilization system (see, for example, Krasnov N.F., Koshevoi V.N., Control and stabilization in aerodynamics. -M., "Higher School", 1978, S. 337-340, 360-362). This phenomenon adversely affects the stability of the accuracy characteristics of firing a prototype missile.
Общим признаками с предлагаемой ракетой является наличие в ракете-прототипе цилиндрического корпуса с конической передней частью, ракетного двигателя, хвостового оперения и газодинамической системы угловой стабилизации с соплами. Common signs with the proposed missile is the presence in the prototype missile of a cylindrical body with a conical front, a rocket engine, tail unit and a gas-dynamic angular stabilization system with nozzles.
В отличие от прототипа, в предлагаемой ракете сопла выполнены на цилиндрическом корпусе с удалением от передней конической части, равным (0.1.. .0.15)•Lk, где Lk -длина конической части ракеты, причем площадь поперечного сечения сопла газодинамической системы угловой стабилизации составляет (0.008. ..0.017)•Sm, где Sm -площадь Миделя ракеты, а длина конической части составляет 2.3...2.5 диаметра цилиндрической части корпуса ракеты.In contrast to the prototype, in the proposed rocket, the nozzles are made on a cylindrical body with a distance from the front conical part equal to (0.1 .. .0.15) • L k , where L k is the length of the conical part of the rocket, and the cross-sectional area of the nozzle of the gas-dynamic system of angular stabilization is (0.008. ..0.017) • S m , where S m is the Midel area of the rocket, and the length of the conical part is 2.3 ... 2.5 of the diameter of the cylindrical part of the rocket body.
Указанные признаки, отличительные от прототипа и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой защиты, во всех случаях достаточны. These signs, distinctive from the prototype and to which the requested amount of legal protection applies, are sufficient in all cases.
Задачей предполагаемого изобретения является улучшение характеристик кучности и точности стрельбы и, следовательно, эффективности стрельбы за счет выбора оптимальных (по сравнению с прототипом) соотношений конструктивных параметров ракеты с системой угловой стабилизации. The objective of the proposed invention is to improve the accuracy and accuracy of firing and, consequently, firing efficiency by choosing the optimal (compared with the prototype) ratios of the structural parameters of the rocket with the angular stabilization system.
Это достигается тем, что ракета, содержащая цилиндрический корпус с передней конической частью, ракетный двигатель, хвостовое оперение и газодинамическую систему угловой стабилизации с соплами, в отличии от прототипа, согласно изобретению, сопла в ней выполнены на цилиндрическом корпусе с удалением от передней конической части ракеты, равным (0.1...0.15)•Lk, где Lk длина конической части ракеты, причем площадь поперечного сечения сопла газодинамической системы угловой стабилизации составляет (0.008...0,017) • Sm, где Sm - площадь Миделя ракеты, а длина конической части составляет 2.3. ..2.5 диаметра цилиндрической части корпуса ракеты.This is achieved by the fact that a rocket containing a cylindrical body with a front conical part, a rocket engine, a tail unit and a gas-dynamic angular stabilization system with nozzles, unlike the prototype, according to the invention, nozzles in it are made on a cylindrical body with removal from the front conical part of the rocket equal to (0.1 ... 0.15) • L k , where L k is the length of the conical part of the rocket, and the cross-sectional area of the nozzle of the gas-dynamic system of angular stabilization is (0.008 ... 0.017) • S m , where S m is the Midel area of the rocket, and for on the conical portion is 2.3. ..2.5 diameter of the cylindrical part of the rocket body.
Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом. It is this that allows us to conclude that there is a causal relationship between the totality of the essential features of the claimed technical solution and the achieved technical result.
Выполнение ракеты вышеописанным образом позволило усилить эффект взаимодействия истекающей струи газа с набегающим потоком воздуха и добиться положительного результата
Сущность изобретения поясняется чертежом. Предлагаемая ракета состоит из цилиндрического корпуса 1 диаметром d, конической передней части 2, длина которой Lk составляет 2.3...2.5 диаметра цилиндрического корпуса, газогенератора системы угловой стабилизации 3, поперечных сопел 4, расположенных на цилиндрическом корпусе ракеты на удалении от его переднего торца на расстояние 1, равное 0.1...0.15 длины конической части, площадь выходного сечения которых Sc составляет 0.008...0.017 площади Миделя ракеты Sm= π • d2/A, ракетного двигателя 6 и хвостового оперения 5.The implementation of the rocket in the manner described above allowed to enhance the effect of the interaction of the expiring gas stream with the incoming air flow and to achieve a positive result
The invention is illustrated in the drawing. The proposed rocket consists of a cylindrical body 1 with a diameter d, a conical front part 2, the length of which L k is 2.3 ... 2.5 of the diameter of the cylindrical body, a gas generator of the angular stabilization system 3, transverse nozzles 4 located on the cylindrical body of the rocket at a distance from its front end at a distance of 1 equal to 0.1 ... 0.15 of the length of the conical part, the output section area of which S c is 0.008 ... 0.017 of the Midel area of the rocket S m = π • d 2 / A, rocket engine 6 and tail unit 5.
Ракета функционирует следующим образом. После запуска ракеты истечением из сопел 4 газа, вырабатываемого газогенератором системы угловой стабилизации 3, создается управляющая сила Fупр. Перед истекающей струей газа в результате ее взаимодействия с набегающим потоком воздуха образуется скачок уплотнения, происходит увеличение давления набегающего потока, что приводит к возникновению перепада давлений между диаметрально противоположными сторонами корпуса ракеты 1. В результате чего появляется дополнительное аэродинамическое управляющее усилие ΔFупр, совпадающее по направлению с газодинамической силой. Однако величина приращения управляющей силы в процессе полета ракеты изменяется в зависимости от динамических характеристик набегающего потока воздуха, что приводит к нестабильности суммарного управляющего усилия системы угловой стабилизации во всем диапазоне условий эксплуатации ракеты. Как показали результаты многочисленных экспериментально-теоретических исследований нестабильность управляющего усилия в процессе полета ракеты зависит от соотношения ее конструктивных параметров, определяющих расположение и размеры сопел системы стабилизации относительно длины конической части и калибра ракеты. Выполнение предложенных в изобретении соотношений конструктивных параметров ракеты, а именно:
1/Lk=0.1...0.15; Lk/d=2.3...2.5; Sc/Sm=0.0008...0.017,
позволяет стабилизировать величину приращения управляющего усилия системы угловой стабилизации ракеты и обеспечить требуемые для парирования внешних возмущений управляющие усилия во всем диапазоне внешних условий.The rocket operates as follows. After the launch of the rocket by the expiration from the nozzles 4 of the gas produced by the gas generator of the angular stabilization system 3, a control force F control is created . In front of the flowing gas stream, as a result of its interaction with the incoming air stream, a shock wave forms, an increase in the pressure of the incoming stream occurs, which leads to a pressure drop between the diametrically opposite sides of the rocket body 1. As a result, an additional aerodynamic control force ΔF control coincides in direction with gas-dynamic force. However, the magnitude of the increment of the control force during the flight of the rocket varies depending on the dynamic characteristics of the incoming air flow, which leads to instability of the total control effort of the angular stabilization system in the entire range of rocket operating conditions. As shown by the results of numerous experimental and theoretical studies, the instability of the control force during the flight of a rocket depends on the ratio of its design parameters that determine the location and size of the nozzles of the stabilization system relative to the length of the conical part and the caliber of the rocket. The implementation proposed in the invention, the ratios of the structural parameters of the rocket, namely:
1 / L k = 0.1 ... 0.15; L k /d=2.3...2.5; S c / S m = 0.0008 ... 0.017,
allows you to stabilize the magnitude of the increment of the control effort of the angular stabilization system of the rocket and to provide the control effort required to parry external disturbances in the entire range of external conditions.
Выход указанных параметров за пределы предлагаемых соотношений приводит к увеличению разброса управляющего усилия, что в свою очередь снижает точностные характеристики и эффективность стрельбы ракетой с газодинамической системой стабилизации. The output of these parameters beyond the proposed ratios leads to an increase in the spread of control effort, which in turn reduces the accuracy characteristics and efficiency of firing a rocket with a gas-dynamic stabilization system.
Выполнение ракеты в соответствии с изобретением позволило создать условия для эффективного взаимодействия истекающей управляющей струи с набегающим воздушным потоком, обеспечить стабильность управляющего усилия, повысить точностные характеристики стрельбы и, следовательно, эффективность поражения целей. The implementation of the rocket in accordance with the invention made it possible to create conditions for the effective interaction of the expiring control jet with the incoming air flow, to ensure the stability of the control effort, to improve the accuracy of firing and, therefore, the effectiveness of hitting targets.
Указанный положительный эффект подтвержден летно-конструкторскими испытаниями опытных образцов, выполненных в соответствии с изобретением. The specified positive effect is confirmed by flight design tests of prototypes made in accordance with the invention.
В настоящее время ведется разработка рабочей конструкторской документации, запланированы изготовление и испытания опытных образцов, намечено серийное производство ракеты. Currently, development of working design documentation is underway, the production and testing of prototypes are planned, and mass production of the rocket is planned.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU98103793A RU2125701C1 (en) | 1998-03-16 | 1998-03-16 | Rocket |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU98103793A RU2125701C1 (en) | 1998-03-16 | 1998-03-16 | Rocket |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2125701C1 true RU2125701C1 (en) | 1999-01-27 |
| RU98103793A RU98103793A (en) | 1999-04-27 |
Family
ID=20202879
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU98103793A RU2125701C1 (en) | 1998-03-16 | 1998-03-16 | Rocket |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2125701C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2705387C1 (en) * | 2018-12-14 | 2019-11-07 | Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Факел" имени Академика П.Д. Грушина" | Method of rocket launching from wide-body carrier |
| RU2722633C1 (en) * | 2018-12-14 | 2020-06-02 | Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Факел" имени Академика П.Д. Грушина" | Vertical air missile launching method |
| RU2756195C1 (en) * | 2020-12-16 | 2021-09-28 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" им. А.Н. Ганичева | Rocket projectile with a gas-dynamic stabilization system |
-
1998
- 1998-03-16 RU RU98103793A patent/RU2125701C1/en active
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2705387C1 (en) * | 2018-12-14 | 2019-11-07 | Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Факел" имени Академика П.Д. Грушина" | Method of rocket launching from wide-body carrier |
| RU2722633C1 (en) * | 2018-12-14 | 2020-06-02 | Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Факел" имени Академика П.Д. Грушина" | Vertical air missile launching method |
| RU2756195C1 (en) * | 2020-12-16 | 2021-09-28 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" им. А.Н. Ганичева | Rocket projectile with a gas-dynamic stabilization system |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4301736A (en) | Supersonic, low drag tubular projectile | |
| US4539911A (en) | Projectile | |
| US4936218A (en) | Projectile | |
| US5476045A (en) | Limited range projectile | |
| RU2125701C1 (en) | Rocket | |
| CN101113882B (en) | Bomb body structure capable of reducing shock wave drag of bomb body and method thereof | |
| RU2158408C1 (en) | Method and device (ammunition) for destruction of ground and air targets | |
| KR101609507B1 (en) | Range Extension Form Ramjet Propelled Shell | |
| US11402185B1 (en) | Projectile with improved flight performance | |
| RU2585211C1 (en) | Missile with air-jet engine | |
| RU2357197C1 (en) | Fuel/air explosive payload of jet missile | |
| RU2682418C1 (en) | Missile with air-jet engine | |
| RU2071027C1 (en) | Rocket | |
| RU2343397C2 (en) | Rocket missile | |
| US5375792A (en) | Method for reducing dispersion in gun launched projectiles | |
| RU2255298C1 (en) | Missile unit of jet projectile | |
| RU2071023C1 (en) | Missile complex of salvo fire | |
| USH768H (en) | Projectile for limited range training ammunition | |
| RU2827822C1 (en) | Jet projectile with opening braking device | |
| RU2233419C2 (en) | Jet projectile | |
| RU2701658C1 (en) | Bullet "squall" and cartridge for smooth-bore weapons | |
| RU201021U1 (en) | VORTEX TYPE AFTERBURNER CHAMBER | |
| RU2229095C1 (en) | Jet projectile | |
| RU2154799C1 (en) | Spin-stabilized rocket | |
| RU2795731C1 (en) | Rotating rocket projectile launched from a tubular guide |