RU2150080C1 - Rocket - Google Patents
Rocket Download PDFInfo
- Publication number
- RU2150080C1 RU2150080C1 RU98105858A RU98105858A RU2150080C1 RU 2150080 C1 RU2150080 C1 RU 2150080C1 RU 98105858 A RU98105858 A RU 98105858A RU 98105858 A RU98105858 A RU 98105858A RU 2150080 C1 RU2150080 C1 RU 2150080C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- charges
- length
- charge
- engine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к ракетам с двигателями твердого топлива, предназначенным для доставки полезной нагрузки к цели, и может найти применение в реактивных системах залпового огня (РСЗО) как вновь разрабатываемых, так и при усовершенствовании известных. The invention relates to the field of rocket technology, in particular to rockets with solid fuel engines designed to deliver payloads to the target, and can find application in multiple launch rocket systems (MLRS) as newly developed, and with the improvement of the known.
В настоящее время ведутся работы как по созданию новых образцов этого вида оружия, так и по усовершенствованию (модернизации) уже имеющихся систем по основным тактико-техническим характеристикам (кучность и дальность стрельбы). Currently, work is underway both on the creation of new models of this type of weapon, and on the improvement (modernization) of existing systems according to the main tactical and technical characteristics (accuracy and firing range).
Улучшение характеристик РСЗО достигается в основном за счет использования новых материалов в узлах и деталях ракеты и установления оптимальных соотношений геометрических и физических параметров отдельных ее узлов и элементов, находящихся в функциональной связи. Improving the MLRS characteristics is achieved mainly through the use of new materials in the components and components of the rocket and the establishment of optimal ratios of the geometric and physical parameters of its individual nodes and elements in functional communication.
Так, известны 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), принятые за аналоги. Они содержат реактивный двигатель на баллиститном ракетном твердом топливе, аэродинамический стабилизатор и головную часть. Достоинством этих снарядов является возможность нанесения внезапного массированного удара по групповым площадным целям при простоте конструкции, обслуживании и боевого применения. So, missiles M8 and M13 are known that provide for the destruction of areal targets (see, for example, Kurov V.D., Dolzhansky Yu.M. Fundamentals of the design of powder rocket shells. - M.: Oborongiz, 1961, p. 11), adopted for analogues. They contain a ballistic rocket propellant rocket engine, an aerodynamic stabilizer, and a warhead. The advantage of these shells is the possibility of delivering a massive attack on group area targets with the simplicity of design, maintenance and combat use.
В то же время достигнутые для этих снарядов характеристики дальности и кучности стрельбы (величина отклонения точек падения снарядов залпа от центра их группирования) не вполне обеспечивают выполнение стоящих боевых задач. At the same time, the characteristics of the range and accuracy of fire achieved for these shells (the deviation of the points of incidence of the shells of the volley from the center of their grouping) do not fully ensure the fulfillment of combat missions.
Общими признаками с предлагаемой авторами ракетой является наличие в составе ракет-аналогов аэродинамического стабилизатора, ракетного двигателя на твердом топливе и головной части. Common signs with the rocket proposed by the authors is the presence of an aerodynamic stabilizer, a solid propellant rocket engine and a warhead as part of the analogue rockets.
В настоящее время для повышения кучности и дальности стрельбы широкое применение нашли различные схемы ракетных двигателей, обеспечивающие стабильность внутрибаллистических характеристик ракеты и, следовательно, повышенную кучность стрельбы. Currently, to improve the accuracy and firing range, various schemes of rocket engines have been widely used to ensure the stability of the ballistic characteristics of the rocket and, therefore, increased accuracy of fire.
Конструкция двигателя такой ракеты может быть с вкладными или прочноскрепленным зарядом. В известных ракетных двигателях твердого топлива РСЗО обычно применяются заряды всестороннего горения, например многошашечный, телескопический или заряды, горящие по наружной поверхности и каналу, состоящие из одной или нескольких последовательно расположенных шашек. The design of the engine of such a rocket can be with a plug-in or firmly-charged charge. In the known rocket engines of solid propellants of MLRS, comprehensive combustion charges, for example, multi-shell, telescopic, or charges burning along the outer surface and channel, consisting of one or more consecutive checkers, are usually used.
Поэтому наиболее близкой по технической сущности и достигаемому техническому эффекту к изобретению является ракета к боевой машине 9П138 (Боевая машина 9П138, техническое описание и инструкция по эксплуатации, часть III, книга I, М., Военное издательство, 1986, с. 4-14), принятая за прототип. Она имеет головную часть, ракетный двигатель и стабилизатор. Ракетный двигатель данной ракеты содержит корпус, включающий головную и хвостовую трубы, вкладной заряд твердого топлива, выполненный в виде двух полузарядов, на наружной поверхности которых установлены сухари, и воспламенительное устройство, установленное между полузарядами. Therefore, the closest in technical essence and the achieved technical effect to the invention is a missile for a 9P138 combat vehicle (9P138 combat vehicle, technical description and instruction manual, part III, book I, M., Military Publishing House, 1986, pp. 4-14) adopted for the prototype. It has a warhead, rocket engine and stabilizer. The rocket engine of this rocket contains a housing including a head and tail pipe, a solid solid fuel charge made in the form of two half-charges, on the outer surface of which crackers are installed, and an ignition device installed between the half-charges.
Ракета, принятая за прототип, функционирует следующим образом, при подаче импульса электрического тока на воспламенительное устройство ракетного двигателя последнее срабатывает и зажигаются оба полузаряда. Образовавшиеся пороховые газы срывают контактную крышку, и начинается истечение последних через сопла соплового блока. The rocket adopted for the prototype operates as follows, when a pulse of electric current is supplied to the ignition device of the rocket engine, the latter fires and both half-charges are ignited. The resulting powder gases break the contact cover, and the outflow of the latter through the nozzle of the nozzle block begins.
По достижении реактивной силы определенной величины начинается движение ракеты. При ее сходе с направляющей раскрываются лопасти стабилизатора, установленные под углом к продольной оси ракеты для придания ей вращательного движения. В конце активного участка траектории взводится взрыватель головной части, после чего полет ракеты до точки прицеливания осуществляется по баллистической траектории. Upon reaching a reactive force of a certain size, the movement of the rocket begins. When it descends from the guide, stabilizer blades are installed, mounted at an angle to the longitudinal axis of the rocket to give it a rotational movement. At the end of the active section of the trajectory, the fuse of the warhead is cocked, after which the flight of the rocket to the aiming point is carried out along a ballistic trajectory.
Однако такая ракета имеет ряд недостатков, определяемых в основном неоптимальностью соотношения ряда геометрических размеров ракеты и ракетного двигателя, что ведет к увеличению пассивной массы корпуса двигателя и ракеты, уменьшению полного импульса и разбросу ее внутрибаллистических характеристик, что отрицательно сказывается на дальности и кучности стрельбы. However, such a missile has a number of drawbacks, which are mainly determined by the non-optimal ratio of the number of geometric dimensions of the rocket and the rocket engine, which leads to an increase in the passive mass of the engine casing and the rocket, a decrease in the total momentum and a spread in its ballistic characteristics, which negatively affects the firing range and accuracy.
Общими признаками с предлагаемой авторами ракетой является наличие головной части, аэродинамического стабилизатора и ракетного двигателя с корпусом, включающем головную и хвостовую трубы, вкладной заряд твердого топлива, выполненный в виде двух полузарядов, на наружной поверхности которых установлены сухари и воспламенительное устройство, установленное между полузарядами. Common signs with the rocket proposed by the authors is the presence of a head part, an aerodynamic stabilizer and a rocket engine with a body including a head and tail pipes, a solid solid fuel charge made in the form of two half charges, on the outer surface of which crackers and an ignition device installed between the half charges are installed.
В отличие от прототипа предлагаемая авторами ракета имеет ракетный двигатель с корпусом из труб разной толщины, с толщиной головной трубы, равной 0,7. . . 0,9 толщины хвостовой, полузаряды выполнены равной длины с наружным диаметром, составляющем 0,7...0,9 калибра ракеты, с относительным удлинением 7...8 калибров ракеты, при этом сухари установлены вдоль продольной оси ракеты последовательно с удалением их от торцев полузарядов, составляющим 0,2.. .0,3, а между собой 0,06...0,13 длины полузаряда и радиальным смещением друг относительно друга в плоскости поперечного сечения ракеты на 120o, причем длина каждого из сухарей составляет 0,04...0,07 длины полузаряда, а воспламенительный состав воспламенительного устройства выполнен из дымного ружейного пороха с диаметром зерна, равным 0,001...0,002 длины полузарядов.In contrast to the prototype, the rocket proposed by the authors has a rocket engine with a body of pipes of different thicknesses, with a head pipe thickness of 0.7. . . 0.9 tail thickness, half charges made of equal length with an outer diameter of 0.7 ... 0.9 caliber rockets, with a relative elongation of 7 ... 8 caliber rockets, with crackers installed along the longitudinal axis of the rocket in series with their removal from the ends of the half-charges, comprising 0.2 .. .0.3, and between themselves 0.06 ... 0.13 of the length of the half-charge and radial displacement relative to each other in the plane of the cross section of the rocket by 120 o , and the length of each of the crackers is 0.04 ... 0.07 the length of the semi-charge, and the igniter composition of the igniter The property is made of smoky gunpowder with a grain diameter of 0.001 ... 0.002 half-lengths.
Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достаточным техническим результатам. 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 sufficient technical results.
Указанные признаки, отличительные от прототипа, на которые распространяется испрашиваемый объем правовой защиты, во всех случаях достаточны. These signs, distinctive from the prototype, to which the requested amount of legal protection applies, in all cases are sufficient.
Задачей предлагаемого изобретения является создание ракеты с двигателем твердого топлива, обеспечивающей за счет установления оптимальных соотношений его геометрических размеров отдельных узлов и элементов с калибром ракеты, повышение стабильности внутрибаллистических характеристик ракеты, увеличение ее дальности и кучности. The objective of the invention is the creation of a rocket with a solid fuel engine, which ensures, by establishing optimal ratios of its geometric dimensions of individual units and elements with the caliber of the rocket, increasing the stability of the ballistic characteristics of the rocket, increasing its range and accuracy.
Новое выполнение ракеты, а также установление оптимальных соотношений ее параметров позволяет за счет:
- выполнения корпуса ракетного двигателя из труб разной толщины с толщиной головной трубы, равной 0,7...0,9 толщины хвостовой, уменьшить пассивный вес ракеты и тем самым повысить ее дальность стрельбы;
- выполнения полузарядов равной длины с наружным диаметром, составляющим 0,7. ..0,9 калибра ракеты, с относительным удлинением 7...8 калибров ракеты, при этом сухари установлены вдоль продольной оси ракеты последовательно с удалением их от торцев полузарядов, составляющим 0,2...0,3, а между собой - 0,06...0,13, длины полузаряда и радиальным смещением друг относительно друга в плоскости поперечного сечения ракеты на 120o, причем длина каждого из сухарей составляет 0,04...0,07 длины полузаряда, исключить изгиб полузарядов в процессе хранения в диапазоне рабочих температур и от осевых перегрузок в процессе работы и тем самым уменьшить геометрический и газодинамический эксцентриситеты, исключить прогорание полузарядов посередине до окончательного сгорания свода полузаряда (такое место имеет при установке четырех сухарей посредине полузаряда в одном сечении через 90o), следовательно, увеличенный и неравномерный выброс несгоревших частиц топлива, и как следствие, обеспечить стабильность внутрибаллистических параметров ракеты на активном участке траектории в интересах повышения кучности стрельбы;
- выполнения диаметра зерна дымного ружейного пороха равным 0,001... 0,002 длины полузаряда обеспечить равномерное распределение конденсированной фазы и газообразных продуктов при его горении по наружным поверхностям и каналам полузарядов и сгорание их в пределах длин полузарядов и тем самым снизить разброс внутрибаллистических параметров ракеты (давления, реактивной силы);
Сущность изобретения заключается в том, что ракета, содержащая головную часть, аэродинамический стабилизатор и двигатель твердого топлива с корпусом, содержащим головную и хвостовую трубы, вкладной заряд твердого топлива, выполненный в виде двух полузарядов, на наружной поверхности которых установлены сухари и воспламенительное устройство, установленное между полузарядами, отличается тем, что в ней корпус двигателя выполнен из труб разной толщины с толщиной головной трубы, равной 0,7...0,9 толщины хвостовой, полузаряды выполнены равной длины с наружным диаметром, составляющим 0,7...0,9 калибра ракеты, с относительным удлинением 7...8 калибров ракеты, при этом сухари установлены вдоль продольной оси ракеты последовательно с удалением их от торцев полузарядов, составляющим 0,2...0,3, а между собой 0,06...0,13 длины полузаряда и радиальным смещением друг относительно друга в плоскости поперечного сечения ракеты на 120o, причем длина каждого из сухарей составляет 0,04. . .0,07 длины полузаряда, а воспламенительный состав воспламенительного устройства выполнен из дымного ружейного пороха с диаметром зерна, равным 0,001...0,002 длины полузарядов.The new implementation of the rocket, as well as the establishment of optimal ratios of its parameters, allows for:
- execution of the rocket engine housing from pipes of different thicknesses with the thickness of the head pipe equal to 0.7 ... 0.9 of the tail thickness, reduce the passive weight of the rocket and thereby increase its firing range;
- performing half charges of equal length with an outer diameter of 0.7. ..0.9 caliber rockets, with a relative elongation of 7 ... 8 caliber rockets, with crackers installed along the longitudinal axis of the rocket in series with their removal from the ends of the semi-charges, comprising 0.2 ... 0.3, and among themselves - 0.06 ... 0.13, the length of the semi-charge and radial displacement relative to each other in the plane of the missile cross section by 120 o , the length of each of the crackers being 0.04 ... 0.07 of the length of the half-charge, to exclude the bending of half-charges in the process storage in the range of operating temperatures and from axial overloads during operation and thereby reduce g ometrichesky and gas dynamic eccentricities eliminate burn-poluzaryadov middle to final combustion arch poluzaryada (such a place is when installing four biscuits middle poluzaryada in one section through 90 o), therefore, increased and uneven emission of unburned fuel particles, and as a result, provide stability intraballistic parameters missiles in the active part of the trajectory in the interest of increasing the accuracy of fire;
- performing a grain diameter of smoky gunpowder equal to 0.001 ... 0.002 half-charge lengths to ensure uniform distribution of the condensed phase and gaseous products during its combustion on the outer surfaces and channels of half-charges and their combustion within the lengths of half-charges and thereby reduce the spread of ballistic missile parameters (pressure, reactive power);
The essence of the invention lies in the fact that the rocket containing the head part, an aerodynamic stabilizer and a solid fuel engine with a housing containing a head and tail pipes, a separate charge of solid fuel, made in the form of two half charges, on the outer surface of which crackers and an ignition device installed between the semi-charges, characterized in that in it the engine casing is made of pipes of different thicknesses with the thickness of the head pipe equal to 0.7 ... 0.9 of the tail thickness, the half-charges are made equal to foreign with an outer diameter of 0.7 ... 0.9 caliber rockets, with a relative elongation of 7 ... 8 caliber rockets, with crackers installed along the longitudinal axis of the rocket in series with their removal from the ends of the half charges of 0.2. ..0.3, and between them 0.06 ... 0.13 the length of the half-charge and a radial displacement relative to each other in the plane of the cross section of the rocket by 120 o , and the length of each of the crackers is 0.04. . .0.07 the length of the semi-charge, and the igniter composition of the igniter device is made of smoky gunpowder with a grain diameter equal to 0.001 ... 0.002 length of the semi-charges.
Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг. 1 изображен общий вид ракеты, на фиг. 2 - общий вид одного из полузарядов, на фиг. 3 - вид по стрелке А, на фиг. 4 приведены обобщенные результаты огневых стендовых испытаний (ОСИ) РДТТ с различными диаметрами зерен воспламенительного состава. The invention is illustrated in the drawing, where in FIG. 1 shows a general view of a rocket; FIG. 2 is a general view of one of the half-charges, in FIG. 3 is a view along arrow A, in FIG. Figure 4 shows the generalized results of the fire test bench (AIS) of solid propellant rocket engines with different diameters of the grains of igniter composition.
Предлагаемая ракета содержит головную часть 1, аэродинамический стабилизатор 2 и ракетный двигатель 3 с корпусом 4, зарядом твердого топлива 5, воспламенительным устройством 6. The proposed rocket contains a head part 1, an aerodynamic stabilizer 2 and a rocket engine 3 with a housing 4, a charge of solid fuel 5, an ignition device 6.
Корпус 4 включает головную 7 и хвостовую 8 трубы, а пороховой заряд 5, размещенный в корпусе 4, состоит из двух полузарядов - головного 9 и хвостового 10. The housing 4 includes a head 7 and a tail 8 of the pipe, and the powder charge 5 placed in the housing 4 consists of two half charges - head 9 and tail 10.
Для удержания полузарядов 9 и 10 от радиального перемещения в корпусе 4, на них выполнены сухари 11. To keep the semi-charges 9 and 10 from radial movement in the housing 4, crackers 11 are made on them.
Для обеспечения равнопрочности головной 7 и хвостовой 8 труб корпуса 4 и уменьшения пассивного веса ракеты, трубы выполнены разной толщины с толщиной головной 7 трубы равной 0,7...0,9 толщины хвостовой 8. To ensure equal strength of the head 7 and tail 8 of the shell 4 pipes and reduce the passive weight of the rocket, the pipes are made of different thicknesses with the thickness of the head 7 of the pipe equal to 0.7 ... 0.9 of the thickness of the tail 8.
Для исключения изгиба полузарядов 9 и 10 в процессе горения в диапазоне рабочих температур и от осевых перегрузок в полете ракеты и тем самым уменьшения геометрического и газодинамического эксцентриситета, исключения прогорания полузарядов до окончательного сгорания их сводов и, как следствие, обеспечения стабильности внутрибаллистических параметров ракеты в полете полузаряды выполнены равной длины с наружным диаметром, составляющим 0,7...0,9 калибра ракеты, с относительным удлинением 7...8 калибров ракеты, при этом сухари 11 установлены вдоль продольной оси ракеты последовательно с удалением их от торцев полузарядов, составляющим 0,2...0,3, а между собой 0,06... 0,13 длины полузаряда и радиальным смещением друг относительно друга в плоскости поперечного сечения ракеты на 120o, причем длина каждого из сухарей составляет 0,04...0,07 длины полузаряда.To eliminate the bending of the semi-charges 9 and 10 during combustion in the range of operating temperatures and from axial overloads in the flight of the rocket and thereby reduce the geometric and gas-dynamic eccentricity, eliminate the burning of half-charges until the final burning of their arches and, as a result, ensure the stability of the ballistic parameters of the rocket in flight the semi-charges are made of equal length with an outer diameter of 0.7 ... 0.9 caliber rockets, with a relative elongation of 7 ... 8 caliber rockets, with 11 crackers installed The longitudinal axis of the rocket in series with their removal from the ends of the half-charges, comprising 0.2 ... 0.3, and between them 0.06 ... 0.13 of the length of the half-charge and radial displacement relative to each other in the plane of the missile cross section by 120 o , and the length of each of the crackers is 0.04 ... 0.07 of the length of the semi-charge.
Для снижения разброса внутрибаллистических параметров ракеты при ее выходе из направляющей, воспламенительный состав воспламенительного устройства 6 выполнен из дымного ружейного пороха 12, при этом диаметр зерна составляет 0,001...0,002 длины полузаряда. To reduce the dispersion of the ballistic parameters of the rocket when it leaves the guide, the igniter composition of the igniter device 6 is made of smoky gunpowder 12, while the grain diameter is 0.001 ... 0.002 half-charge length.
Ракета с ракетным двигателем твердого топлива функционирует следующим образом. При подаче электрического тока на воспламенительное устройство 6 последнее срабатывает и воспламеняет заряд твердого топлива 5 (головной 9 и хвостовой 10 полузаряды). Образовавшиеся газы истекают, создавая тягу двигателя. A rocket with a solid propellant rocket engine operates as follows. When applying electric current to the igniter device 6, the latter is triggered and ignites the charge of solid fuel 5 (head 9 and tail 10 half charges). The resulting gases expire, creating engine traction.
При одновременном горении полузарядов 9 и 10 образующиеся газы текут по каналам полузарядов и по зазору между внутренней поверхностью труб 7, 8 и наружной поверхностью полузарядов. В связи с тем, что по зазору между внутренней поверхностью хвостовой 8 и наружной поверхностью хвостового полузаряда 10 проходит кроме газа, образовавшегося от горения хвостового полузаряда 10, весь газ, образовашийся от горения головного полузаряда 9, интенсивность нагрева хвостовой трубы значительно выше, чем головной. Поэтому толщина хвостовой трубы 8 должна быть больше, чем толщина головной 7 трубы. Ранее трубы изготовлялись равной толщины, т. е. толщина головной 7 трубы была равной толщине хвостовой 8. Это приводило к утяжелению корпуса 4, ухудшению качества двигателя и, следовательно, к уменьшению дальности стрельбы ракеты. На основании огневых стендовых испытаний было установлено, что для обеспечения надежного функционирования двигателя во всем диапазоне рабочих температура (обеспечения равнопрочности головной 7 и хвостовой 8 труб), толщина головной трубы должна быть в пределах 0,7...0,9 толщины хвостовой трубы. With the simultaneous combustion of half charges 9 and 10, the gases formed flow through the channels of half charges and through the gap between the inner surface of the pipes 7, 8 and the outer surface of the half charges. Due to the fact that along with the gap between the inner surface of the tail 8 and the outer surface of the tail half charge 10, in addition to the gas generated from the combustion of the tail half charge 10, all the gas generated from the combustion of the head half charge 9, the heating rate of the tail pipe is much higher than the head one. Therefore, the thickness of the tail pipe 8 must be greater than the thickness of the head 7 of the pipe. Previously, pipes were made of equal thickness, i.e., the thickness of the head 7 pipe was equal to the thickness of the tail 8. This led to a heavier body 4, deterioration of the quality of the engine and, consequently, to a decrease in the firing range of the rocket. On the basis of fire bench tests, it was found that to ensure reliable operation of the engine in the entire range of working temperatures (ensuring equal strength of the head 7 and tail 8 of the pipe), the thickness of the head pipe should be within 0.7 ... 0.9 of the thickness of the tail pipe.
При толщине головной трубы меньше 0,7 толщины хвостовой были случаи раздутия головной трубы. При дальнейшем уменьшении возможно ее разрушение в процессе работы, особенно при предельной положительной температуре использования ракеты. При толщине головной 7 трубы более 0,9 толщины хвостовой увеличивается масса корпуса 4 двигателя ракеты, что приводит к уменьшению ее дальности стрельбы. When the thickness of the head tube was less than 0.7 of the thickness of the tail, there were cases of swelling of the head tube. With a further decrease, its destruction during operation is possible, especially at the maximum positive temperature of rocket use. When the thickness of the head 7 of the pipe is more than 0.9 of the thickness of the tail, the mass of the body 4 of the rocket engine increases, which leads to a decrease in its firing range.
Для исключения изгиба полузарядов 9 и 10 в процессе хранения ракеты в диапазоне рабочих температур и от полетных перегрузок и тем самым уменьшения геометрического и газодинамического эксцентриситетов, для исключения прогорания полузарядов до окончательного сгорания их сводов, для исключения увеличенного и неравномерного выброса несгоревших частиц топлива, повышения стабильности внутрибаллистических параметров ракеты в полете полузаряды 9 и 10 выполнены равной длины, с наружным диаметром, составляющим 0,7...0,9 калибра ракеты, с относительным удлинением 7...8 калибров ракеты, при этом сухари 11 установлены вдоль продольной оси ракеты последовательно с удалением их от торцев полузарядов, составляющим 0,2...0,3, а между собой 0,06...0,13 длины полузаряда и радиальным смещением друг относительно друга в плоскости поперечного сечения ракеты на 120o, причем длина каждого из сухарей 11 составляет 0,04...0,07 длины полузаряда.To exclude the bending of the semi-charges 9 and 10 during storage of the rocket in the range of operating temperatures and from flight overloads and thereby reduce the geometric and gas-dynamic eccentricities, to eliminate the burning of half-charges before the final burning of their arches, to exclude the increased and uneven emission of unburned fuel particles, to increase stability the ballistic parameters of the rocket in flight, the half-charges 9 and 10 are made of equal length, with an outer diameter of 0.7 ... 0.9 caliber rockets, with a relative elongation of 7 ... 8 caliber rockets, while crackers 11 are installed along the longitudinal axis of the rocket in series with their removal from the ends of the semi-charges, comprising 0.2 ... 0.3, and between them 0.06 ... 0.13 the length of the half charge and radial displacement relative to each other in the plane of the cross section of the rocket by 120 o , and the length of each of the crackers 11 is 0.04 ... 0.07 of the length of the half charge.
Отклонение этих значений в любую сторону ведет к местному увеличенному прогибу полузарядов, увеличенному эксцентриситету реактивной тяги, увеличенному и неравномерному выбросу несгоревших частиц. Это ведет к снижению полного импульса ракеты, уменьшению ее дальности и кучности стрельбы. Deviation of these values in either direction leads to local increased deflection of half charges, increased eccentricity of reactive thrust, increased and uneven emission of unburned particles. This leads to a decrease in the total momentum of the rocket, a decrease in its range and accuracy of fire.
Для снижения разброса внутрибаллистических параметров ракеты при ее сходе с направляющих в воспламенительном составе воспламенительного устройства 6 используют дымный ружейный порох 12 с диаметром зерна, равным 0,001... 0,002 длины полузарядов. Это достигается за счет равномерного распределения конденсированных и газообразных продуктов при сгорании воспламенительного состава по наружным поверхностям и каналам полузарядов и его полное сгорание в пределах их длин. При отклонении от заданных пределов в ту или другую сторону наблюдается резкое увеличение или снижение максимального давления в камере сгорания (см. фиг. 4). To reduce the dispersion of the ballistic parameters of the rocket when it leaves the rails in the igniter composition of the igniter device 6, smoke gun powder 12 is used with a grain diameter of 0.001 ... 0.002 half-charges length. This is achieved due to the uniform distribution of condensed and gaseous products during the combustion of the igniter composition on the outer surfaces and channels of the semi-charges and its complete combustion within their lengths. When deviating from the set limits in one direction or another, there is a sharp increase or decrease in the maximum pressure in the combustion chamber (see Fig. 4).
На предприятии разработана техническая документация и изготовлены опытные образцы ракет, которые были подвергнуты летным испытаниям. The enterprise has developed technical documentation and made prototypes of missiles that have been subjected to flight tests.
Испытания подтвердили надежное функционирование ракет и их преимущества в части повышения полного импульса и уменьшения разбросов внутрибаллистических параметров в период схода с направляющей и на активном участке траектории во всем интервале условий эксплуатации. The tests confirmed the reliable functioning of the missiles and their advantages in terms of increasing the total momentum and reducing the scatter of ballistic parameters during the descent from the guide and on the active section of the trajectory in the entire range of operating conditions.
При этом по сравнению с прототипом полный импульс ракеты увеличивается на 6...8%, а его разброс от двигателя к двигателю снижается на 15...25%. Moreover, in comparison with the prototype, the total momentum of the rocket increases by 6 ... 8%, and its dispersion from engine to engine decreases by 15 ... 25%.
В настоящее время на предприятии ведутся работы по заключению контракта на передачу технической документации на лицензионной основе на предлагаемую ракету в одну из заинтересованных стран. Currently, the company is working to conclude a contract for the transfer of technical documentation on a licensed basis for the proposed missile to one of the interested countries.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU98105858A RU2150080C1 (en) | 1998-03-31 | 1998-03-31 | Rocket |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU98105858A RU2150080C1 (en) | 1998-03-31 | 1998-03-31 | Rocket |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU98105858A RU98105858A (en) | 1999-12-20 |
| RU2150080C1 true RU2150080C1 (en) | 2000-05-27 |
Family
ID=20204071
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU98105858A RU2150080C1 (en) | 1998-03-31 | 1998-03-31 | Rocket |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2150080C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2494340C1 (en) * | 2012-09-18 | 2013-09-27 | Николай Евгеньевич Староверов | Missile with caseless nozzleless eng-ignition engine (versions) |
-
1998
- 1998-03-31 RU RU98105858A patent/RU2150080C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Боевая машина 9П138, техническое описание и инструкция по эксплуатации, М., Воениздат, 1986 г., часть III, книга I, с. 4 - 14. * |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2494340C1 (en) * | 2012-09-18 | 2013-09-27 | Николай Евгеньевич Староверов | Missile with caseless nozzleless eng-ignition engine (versions) |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9823053B1 (en) | Solid-fuel ramjet ammunition | |
| US4539911A (en) | Projectile | |
| US9121679B1 (en) | Limited range projectile | |
| RU2079096C1 (en) | Ammunition for barrel systems | |
| US2440271A (en) | Rocket projectile | |
| US3882777A (en) | Cartridge for firearms | |
| KR101609507B1 (en) | Range Extension Form Ramjet Propelled Shell | |
| US10928168B2 (en) | Noise control system and method for small caliber ammunition | |
| RU2150080C1 (en) | Rocket | |
| US4485742A (en) | Firearm bullet | |
| RU2082943C1 (en) | High-explosive rocket projectile | |
| US2440305A (en) | Rocket projectile | |
| RU2133864C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2378524C1 (en) | Engine of reactive weapon | |
| RU2777720C2 (en) | Bullet with reactive launched cartridge | |
| Balon et al. | Analysis of the 155 mm ERFB/BB projectile trajectory | |
| Andersson et al. | “Swedish Base Bleed”–increasing the range of artillery projectiles through base flow | |
| US20240344814A1 (en) | Bullet System with Multiple Drag-Reducing Capabilities | |
| US2319248A (en) | Bullet | |
| RU2690472C1 (en) | Solid-propellant charge for starting jet engines | |
| RU218009U1 (en) | 7.62 mm double-bullet cartridge | |
| RU2294509C1 (en) | Method for fire of guided missile from recoilles gun and recoilless gun for its realization | |
| WO2024172714A1 (en) | Hybrid engine for a projectile | |
| RU2211436C2 (en) | Powder charge for recoiless gun | |
| RU199081U1 (en) | BULLETS OF THE SNIPER CARTRIDGE |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20120401 |