RU2167385C1 - Method for launching of jet projectile and complex of facilities realizing it - Google Patents
Method for launching of jet projectile and complex of facilities realizing it Download PDFInfo
- Publication number
- RU2167385C1 RU2167385C1 RU2000105553A RU2000105553A RU2167385C1 RU 2167385 C1 RU2167385 C1 RU 2167385C1 RU 2000105553 A RU2000105553 A RU 2000105553A RU 2000105553 A RU2000105553 A RU 2000105553A RU 2167385 C1 RU2167385 C1 RU 2167385C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- charge
- solid fuel
- rocket engine
- igniter
- projectile
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к военной технике, а конкретно к способам запуска реактивных снарядов артиллерийских и ракетных комплексов вооружения. The invention relates to military equipment, and specifically to methods for launching rockets of artillery and missile systems of weapons.
Известен противотанковый ракетный комплекс с управляемой ракетой "Toy" (1), включающий пусковую установку (ПУ) с пусковой трубой (ПТ), управляемую ракету с вышибным и маршевым двигателями. В данном ракетном комплексе (РК) реализован способ запуска реактивного снаряда, включающий выброс его из ПТ и последующее включение маршевого двигателя путем термогазодинамического воздействия продуктов сгорания воспламенителя на вкладной заряд твердого топлива (ЗТТ). Использование ракетного двигателя (РД), включаемого на траектории после вылета снаряда (ракеты) из пусковой трубы (ствола), обеспечивает увеличение дальности боевого применения данного РК. Однако, используемый в ракете данного РК маршевый ракетный двигатель имеет низкий коэффициент объемного заполнения топливом и усложненную, тяжелую конструкцию воспламенительного устройства, что снижает эффективность комплекса по дальности боевого применения. Known anti-tank missile system with a guided missile "Toy" (1), including a launcher (launcher) with a launcher tube (PT), a guided missile with expelling and marching engines. This missile system (RK) implements a method of launching a rocket, which includes ejecting it from the AT and then turning on the main engine by thermogasdynamic effects of the products of ignition of the igniter on the additional charge of solid fuel (STT). The use of a rocket engine (RD), included in the trajectory after the projectile (rocket) leaves the launch tube (barrel), provides an increase in the range of combat use of this RK. However, the main propellant rocket engine used in the missile of this Republic of Kazakhstan has a low volumetric filling factor with fuel and a complicated, heavy design of the igniter device, which reduces the effectiveness of the complex in terms of combat use.
Известен также способ запуска реактивного снаряда и ракетный комплекс, реализующий его (2). Способ включает выброс снаряда из пусковой трубы и последующее включение его ракетного двигателя, при этом в момент покидания пусковой трубы снаряду сообщают экваториальную угловую скорость по тангажу, а включение двигателя осуществляют после покидания пусковой трубы через время, обеспечивающее безопасность оператора и при положительных значениях угла атаки снаряда. Способ реализуется ракетным комплексом, включающим пусковую установку с пусковой трубой, в которой размещен снаряд с вышибным и маршевым двигателями и цепью запуска, при этом снаряд снабжен формирователем экваториальной угловой скорости по тангажу и программным устройством запуска ракетного двигателя, выполненным в виде замедлителя. Данные способ запуска и ракетный комплекс, реализующий его, позволяют повысить надежность ракетного комплекса на начальном участке траектории, т.к. момент включения двигателя функционально увязан с угловым положением продольной оси (углом атаки) снаряда и его положением относительно оператора. Однако этот ракетный комплекс, так же как и комплекс "Toy" и реализованные в них способы запуска снаряда недостаточно эффективны. Поясним это следующим. Для повышения эффективности за счет увеличения дальности боевого применения ракетного комплекса необходимо использовать ракетный двигатель с высоким коэффициентом объемного заполнения топливом. К РДТТ с высоким коэффициентом объемного заполнения топливом относятся конструкции двигателей, снабженные ЗТТ с открытой торцевой поверхностью и сопловым расположением воспламенителя (расположение воспламенителя со стороны соплового блока). Сопловое расположение воспламенителя, по сравнению с расположением воспламенителя у переднего днища, требует большей воспламенительной навески, т.к. в этом случае после вскрытия сопловой заглушки продукты сгорания воспламенителя быстрее покидают камеру сгорания и не успевают полностью отдать тепловую энергию ЗТТ. Поэтому требуется увеличение воспламенительной навески, что приводит к росту давления и повышенному термогазодинамическому воздействию продуктов сгорания воспламенителя на ЗТТ. Кроме того, стремление повысить коэффициент объемного заполнения топливом приводит к уменьшению свободного объема камеры сгорания, что также увеличивает уровень давления при срабатывании воспламенителя. Т.о. при срабатывании воспламенителя в камере сгорания РДТТ, имеющего высокий коэффициент объемного заполнения топливом, возникают значительные пики и перепады давления и вкладной ЗТТ подвергается существенному термогазодинамическому воздействию от продуктов сгорания воспламенителя. Вкладной ЗТТ перемещается в камере сгорания в направлении результирующей силы термогазодинамического воздействия продуктов сгорания воспламенителя в пределах зазора и ударяется о стенку камеры сгорания, испытывая при этом значительные ударные нагрузки, которые могут привести к разрушению (расколу) заряда. Особенно этот эффект проявляется при крайних отрицательных значениях температурного диапазона эксплуатации, т.к. заряд при отрицательных температурах очень хрупкий, а зазоры между камерой сгорания и вкладным зарядом максимальны. Раскол заряда увеличивает поверхность горения, что приводит к забросу давления в камере сгорания и разрушению двигателя. Боевая задача при этом не будет выполнена и потребуется запуск дополнительного снаряда (ракеты), что снижает эффективность комплекса. Кроме того, в момент соударения ЗТТ со стенкой камеры сгорания от термогазодинамического воздействия на него воспламенителя, узлы и элементы снаряда (ракеты) испытывают значительные перегрузки, под действием которых они могут выходить из строя. Особенно этому подвержены электронные узлы и элементы, а также узлы точной механики, наличие которых на борту характерно для управляемых снарядов и ракет. Отказ при выходе из строя какого-либо узла или элемента снаряда (ракеты) под действием ударной нагрузки приведет также к невыполнению боевой задачи и потребует проведения запуска дополнительного снаряда (ракеты), что снижает эффективность комплекса. There is also a known method of launching a rocket and a missile system that implements it (2). The method includes ejecting a projectile from the launch tube and then turning on its rocket engine, while at the moment of leaving the launch tube the projectile is informed of the equatorial angular velocity in pitch, and the engine is turned on after leaving the launch tube after a time ensuring operator safety and at positive values of the angle of attack of the projectile . The method is implemented by a missile system, including a launcher with a launch tube, in which a projectile with a knock-out and marching engines and a launch chain is placed, the projectile being equipped with an equatorial angular velocity shaper for pitch and a rocket engine starting device made in the form of a moderator. These launch method and missile system that implements it, can improve the reliability of the missile complex in the initial section of the trajectory, because the moment the engine is turned on is functionally linked to the angular position of the longitudinal axis (angle of attack) of the projectile and its position relative to the operator. However, this missile system, as well as the Toy complex and the methods of launching a projectile implemented in them, are not effective enough. Let us explain this as follows. To increase efficiency by increasing the range of combat employment of the missile system, it is necessary to use a rocket engine with a high coefficient of volumetric filling with fuel. Solid propellant rocket engines with a high coefficient of volumetric filling of fuel include engine designs equipped with a vent with open end surface and nozzle location of the igniter (ignitor location on the nozzle block side). The nozzle arrangement of the igniter, in comparison with the location of the igniter at the front bottom, requires a larger igniter hitch, as in this case, after opening the nozzle plug, the products of ignition of the igniter leave the combustion chamber faster and do not have time to completely give off the thermal energy of the CTT. Therefore, an increase in the igniter sample is required, which leads to an increase in pressure and an increased thermogasdynamic effect of the products of ignition of the igniter on the ZTT. In addition, the desire to increase the coefficient of volumetric filling with fuel leads to a decrease in the free volume of the combustion chamber, which also increases the level of pressure when the igniter is activated. T.O. when the igniter is triggered in the solid propellant combustion chamber with a high volumetric coefficient of filling with fuel, significant peaks and pressure drops occur, and the self-contained thermal current transformer undergoes significant thermo-gas-dynamic effects from the igniter combustion products. The insertion heat-transfer zone moves in the combustion chamber in the direction of the resulting thermogasdynamic force of the igniter combustion products within the gap and hits the wall of the combustion chamber, while experiencing significant shock loads that can lead to destruction (split) of the charge. This effect is especially manifested at extreme negative values of the temperature range of operation, since the charge at low temperatures is very fragile, and the gaps between the combustion chamber and the additional charge are maximum. Splitting the charge increases the combustion surface, which leads to a pressure build-up in the combustion chamber and the destruction of the engine. In this case, the combat mission will not be completed and the launch of an additional projectile (missile) will be required, which reduces the effectiveness of the complex. In addition, at the moment of the collision of the heat-affected zone with the wall of the combustion chamber from the thermogasdynamic effect of an igniter on it, the components and elements of the projectile (missile) experience significant overloads, under the influence of which they can fail. This is especially affected by electronic components and components, as well as precision mechanical components, the presence of which on board is characteristic of guided missiles and missiles. Failure in the event of failure of any node or element of a projectile (missile) under the influence of an impact load will also lead to a missed combat mission and will require the launch of an additional projectile (missile), which reduces the effectiveness of the complex.
Задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является повышение эффективности применения комплекса вооружения. The problem to which the invention is directed, is to increase the efficiency of the use of weapons.
Техническими результатами, в результате которых обеспечивается достижение поставленной задачи, являются повышение дальности боевого применения комплекса вооружения за счет увеличения коэффициента объемного заполнения топливом ракетного двигателя, исключение раскола и загасания ЗТТ, снижение ударных перегрузок, передаваемых на узлы и элементы снаряда в момент срабатывания воспламенителя ракетного двигателя. Решение поставленной задачи достигается тем, что в способе запуска реактивного снаряда, включающем выброс снаряда из пусковой трубы и последующее включение его ракетного двигателя путем термогазодинамического воздействия продуктов сгорания воспламенителя на вкладой заряд твердого топлива, термогазодинамическое воздействие продуктов сгорания воспламенителя на заряд твердого топлива осуществляют после исключения зазора между зарядом твердого топлива и камерой сгорания ракетного двигателя в направлении результирующей силы термогазодинамического воздействия продуктов сгорания воспламенителя на заряд твердого топлива. The technical results, which ensure the achievement of the task, are to increase the range of combat employment of the weapons complex by increasing the volumetric coefficient of rocket engine fuel filling, eliminating the split and fading of the missile defense system, and reducing the shock loads transmitted to the components and components of the projectile at the moment the rocket engine igniter is triggered . The solution to this problem is achieved by the fact that in the method of launching a rocket projectile, including the projectile being ejected from the launch tube and then turning on its rocket engine by thermogasdynamic effect of the igniter combustion products on the contribution of the solid fuel charge, the thermogasdynamic effect of the igniter combustion products on the solid fuel charge is carried out after eliminating the gap between the charge of solid fuel and the combustion chamber of a rocket engine in the direction of the resulting thermogas force zodinamicheskogo impact igniter for combustion of solid fuel charge.
Зазор между зарядом твердого топлива и камерой сгорания ракетного двигателя в направлении результирующей силы термогазодинамического воздействия продуктов сгорания воспламенителя на заряд твердого топлива могут исключать, например, путем относительного перемещения заряда и камеры сгорания ракетного двигателя. The gap between the charge of solid fuel and the combustion chamber of a rocket engine in the direction of the resulting thermogasdynamic force of the combustion products of the ignitor on the charge of solid fuel can be eliminated, for example, by the relative movement of the charge and the combustion chamber of the rocket engine.
Способ запуска реактивного снаряда реализуется комплексом вооружения, включающим пусковую трубу, установленный в ней со средством метания снаряд с ракетным двигателем, снабженным вкладным зарядом твердого топлива, воспламенителем и программным устройством запуска ракетного двигателя, в котором программное устройство запуска ракетного двигателя функционально связано с крайним положением вкладного заряда твердого топлива в камере сгорания ракетного двигателя в направлении результирующей силы термогазодинамического воздействия воспламенителя на заряд твердого топлива. Программное устройство запуска ракетного двигателя может быть выполнено в виде конечного выключателя, замыкаемого вкладным зарядом твердого топлива при его крайнем положении в камере сгорания ракетного двигателя в направлении результирующей силы термогазодинамического воздействия воспламенителя на заряд твердого топлива. Кроме того, программное устройство запуска ракетного двигателя может быть выполнено в виде замедлителя, время задержки срабатывания которого после вылета снаряда из пусковой трубы составляет:
где
δ_ максимально возможный зазор между зарядом твердого топлива и стенкой камеры сгорания в направлении результирующей силы термогазодинамического воздействия на ЗТТ;
mс - масса реактивного снаряда (ракеты) без учета массы ЗТТ;
Fлс - сила аэродинамического лобового сопротивления снаряда (ракеты) после покидания пусковой трубы (для каждого снаряда определяется расчетным путем или определяется экспериментально при аэродинамических продувках).The method of launching a rocket projectile is implemented by an armament complex including a launch tube installed in it with a missile throwing projectile with a rocket engine equipped with an auxiliary solid fuel charge, an igniter and a rocket engine starting device, in which the rocket engine starting device is functionally connected to the end position of the insert the charge of solid fuel in the combustion chamber of a rocket engine in the direction of the resulting thermogasdynamic force during solid fuel charge ignitor. The software device for launching a rocket engine can be made in the form of a limit switch, closed by a plug-in charge of solid fuel at its extreme position in the combustion chamber of a rocket engine in the direction of the resulting force of thermogasdynamic action of the igniter on the charge of solid fuel. In addition, the software device for launching a rocket engine can be made in the form of a moderator, the delay time of which after the projectile leaves the launch tube is:
Where
δ_ the maximum possible gap between the charge of solid fuel and the wall of the combustion chamber in the direction of the resulting thermogasdynamic force on the ZTT;
m with - the mass of a rocket (missile) without taking into account the mass of the STP;
F hp - the aerodynamic drag of a projectile (rocket) after leaving the launch tube (for each projectile is determined by calculation or determined experimentally with aerodynamic purges).
Это соотношение получено из математических выражений для равнозамедленного движения δ = aτ2/2 и второго закона Ньютона Fлс=amс, в соответствии с которым снаряд движется равнозамедленно после вылета из пусковой трубы, где a - ускорение торможения (замедление) снаряда под действием аэродинамической силы лобового сопротивления. Существенные признаки, касающиеся программного устройства запуска ракетного двигателя, представлены как функциональные, т.к. на достижение цели влияет не конкретное конструктивное выполнение устройства, а выполняемая им функция.This relationship is obtained from the mathematical expressions for ravnozamedlennogo motion δ = aτ 2/2 and Newton's second law F hp = am s, whereby the projectile moves ravnozamedlenno after leaving the launch tube, where a - acceleration of braking (deceleration) of the projectile under the influence of wind frontal drag. The essential features regarding a rocket engine start-up device are presented as functional since achievement of the goal is affected not by the specific constructive implementation of the device, but by the function performed by it.
Изобретение поясняется графическими материалами. The invention is illustrated in graphic materials.
На фиг. 1 изображена схема комплекса вооружения. In FIG. 1 shows a diagram of an armament complex.
На фиг. 2 изображена схема комплекса вооружения согласно п.4 формулы изобретения. In FIG. 2 shows a diagram of an armament complex according to claim 4 of the claims.
На фиг. 3 схематично изображен фрагмент хвостовой части снаряда комплекса вооружения согласно п.5 формулы изобретения. In FIG. 3 schematically shows a fragment of the tail of the projectile of the weapon complex according to
Комплекс вооружения включает пусковую трубу 1, размещенную на пусковой установке 2 (лафет орудия, башня бронемашины, станок на треноге и т.д.). The armament complex includes a launch tube 1 located on the launcher 2 (gun mount, armored turret, machine on a tripod, etc.).
В пусковой трубе 1 установлен снаряд 3 со средством метания 4 (пороховой метательный заряд, вышибной заряд, импульсный стартовый двигатель и т.д.), выбрасывающим снаряд 3 из пусковой трубы 1. Снаряд 3 снабжен ракетным двигателем 5, включающим вкладной заряд твердого топлива (ЗТТ) 6, воспламенитель, например, мешочек с воспламенительным составом 7, инициатор, например, электрозапал 8 и программное устройство запуска ракетного двигателя, выполненное, например, в виде конечного выключателя, замыкающего электрическую цепь электрозапала 8 в крайнем положении вкладного заряда 6 в камере сгорания двигателя в направлении результирующей силы термогазодинамического воздействия Fтг продуктов сгорания воспламенителя 7 на ЗТТ 6. Конечный выключатель может быть выполнен, например, в виде центрального 9 и кольцевого 10 контактов, запрессованных в переднее днище 11 через изоляционные элементы 12 и 13 и замыкаемых через фольгу 14, закрепленную на торце ЗТТ 6.In the launch tube 1, a projectile 3 is installed with a throwing means 4 (powder propellant charge, blow charge, a pulsed starting engine, etc.), ejecting the projectile 3 from the launch tube 1. The projectile 3 is equipped with a
Сопловое днище двигателя 5 обозначено поз. 15, сопловая заглушка - поз. 16, пирозамедлитель - поз. 17. The nozzle bottom of the
Реализацию способа запуска снаряда покажем на примере работы комплекса вооружения. При срабатывании средства метания 4 снаряд 3 выбрасывается из пусковой трубы 1. При этом под действием инерционной силы ЗТТ 6 оседает на сопловое днище 15, на которое и опирается при действии стартовой перегрузки. В результате этого между передним днищем 11 и торцевой поверхностью ЗТТ 6 образуется осевой зазор δ, максимальная величина которого будет при наихудшем сочетании допусков линейных размеров длин камеры сгорания двигателя 5 (максимально возможный размер) и ЗТТ 6 (минимально возможный размер) и минимально возможной температуре из температурного диапазона применения комплекса вооружения. Если при таком положении ЗТТ 6 относительно камеры сгорания произвести инициирование электрозапала 8 и срабатывание воспламенителя 7, то под действием силы Fтг ЗТТ 6 ускоряется в направлении переднего днища 11 и ударяется по нему. В результате жесткого удара о переднее днище 11 ЗТТ 6 раскалывается (особенно при отрицательных температурах, когда топливный состав становится хрупким) и за счет увеличения поверхности горения раздробленного заряда происходит резкий подъем давления в камере сгорания двигателя 5 и разрушение (разрыв) последнего. В результате этого не обеспечивается выполнение боевой задачи, т. е. применение комплекса неэффективно, особенно при отрицательных температурах боевого применения. Применение амортизационных прокладок для смягчения удара ЗТТ 6 по днищу 11 приводит к отскоку после удара ЗТТ 6 от днища 11 (за счет упругих сил) и удару заряда 6 по сопловому днищу 15. При этом для зарядов с торцевой поверхностью горения в момент удара горящей поверхности о сопловое днище 15 возможно загасание заряда, что также приведет к невыполнению задачи. Чтобы исключить срабатывание воспламенителя при таком расположении ЗТТ 6 относительно переднего днища 11 камеры сгорания (когда имеется зазор δ ) и вводится программное устройство, обеспечивающее подачу команды на запуск (срабатывание инициатора 8) при исключении зазора δ между ЗТТ 6 и передним днищем 11. После выброса снаряда 3 из пусковой трубы 1 прекращается действие на него стартовой перегрузки. При движении на траектории на снаряд 3 действует аэродинамическая сила лобового сопротивления, под действием которой он испытывает перегрузки продольного торможения. В результате инерционных сил, обусловленных перегрузкой торможения, ЗТТ 6 перемещается относительно камеры сгорания в направлении переднего днища 11 и по достижении последнего через фольгу 14 происходит замыкание контактов 9 и 10 конечного выключателя и обеспечивается возможность подачи электрического напряжения с бортовой аппаратуры на электрозапал 8, срабатывание которого инициирует воспламенитель 7. Продукты сгорания воспламенителя 7 воспламеняют открытую торцевую поверхность ЗТТ 6. При этом ЗТТ 6 опирается на днище 11 и не испытывает при срабатывании воспламенителя 7 ударных нагрузок, характерных при наличии зазора δ. Исключение ударных нагрузок обеспечивает сохранение ЗТТ 6 при термогазодинамическом воздействии на него продуктов сгорания воспламенителя и устраняет повреждение узлов и элементов снаряда, особенно электронных и точной механики, т. к. после выброса снаряда из пусковой трубы и до термогазодинамического воздействия на заряд твердого топлива исключают зазор между зарядом твердого топлива и камерой сгорания ракетного двигателя в направлении результирующей силы термогазодинамического воздействия продуктов сгорания воспламенителя на заряд твердого топлива.The implementation of the projectile launch method will be shown by the example of the operation of an armament complex. When the throwing means 4 is fired, the projectile 3 is ejected from the launch tube 1. At the same time, under the influence of inertial force, the
Программное устройство запуска двигателя может быть выполнено в виде замедлителя, время задержки срабатывания которого после вылета снаряда из пусковой трубы выбрано в соответствии с выражением (A). Замедлитель может быть выполнен, например, в виде таймерного устройства, блока электронной задержки, пирозамедлителя и т.д. The software engine starting device can be made in the form of a moderator, the delay time of which, after the projectile leaves the launch tube, is selected in accordance with expression (A). The retarder can be performed, for example, in the form of a timer device, an electronic delay unit, a pyro-retarder, etc.
Работа комплекса при использовании пирозамедлителя осуществляется следующим образом (см. фиг. 3). При срабатывании средства метания, например, порохового метательного заряда 4 под действием его продуктов сгорания снаряд 3 выбрасывается из пусковой трубы 1 и задействуется пирозамедлитель 17, например, воспламенитель лучевой замедленного действия. Время задержки пирозамедлителя 17 выбирается из условия (A). После вылета снаряда 3 из пусковой трубы 1 под действием инерционных сил, обусловленных торможением снаряда аэродинамической силой лобового сопротивления, ЗТТ 6 перемещается вдоль камеры сгорания в направлении переднего днища 11, устраняя осевой зазор δ. Так как время задержки срабатывания пирозамедлителя выбрано не менее времени относительного перемещения ЗТТ 6 до упора в переднее днище 11, то инициирование воспламенителя 7 произойдет только после устранения зазора δ, т.е. термогазодинамическое воздействие продуктов сгорания воспламенителя 7 на ЗТТ 6 произойдет после опоры его на переднее днище 11. The operation of the complex when using a pyro-retarder is as follows (see Fig. 3). When the means of throwing, for example, a propellant propellant charge 4 is triggered by the action of its combustion products, the projectile 3 is ejected from the launch tube 1 and a pyro-
Программное устройство запуска двигателя может быть также выполнено в виде инерционного замыкателя, установленного на снаряде параллельно его продольной оси и замыкаемого под действием инерционной силы, обусловленной аэродинамической силой лобового сопротивления, при этом свободный ход инерционной массы замыкателя выполнен не менее максимально возможного зазора δ в направлении результирующей силы термогазодинамического воздействия продуктов сгорания воспламенителя на ЗТТ 6. The software engine starting device can also be made in the form of an inertial contactor mounted on the projectile parallel to its longitudinal axis and closed by an inertial force due to the aerodynamic force of the drag, while the free-wheeling inertial mass of the contactor is made not less than the maximum possible gap δ in the direction of the resulting the forces of thermogasdynamic effects of the products of ignition of the ignitor on a heat-
Таким образом, предложенные способ запуска реактивного снаряда и комплекс вооружения, реализующий его, позволяют повысить эффективность применения комплекса вооружения за счет:
- увеличения дальности боевого применения путем повышения коэффициента объемного заполнения топливом ракетного двигателя;
- исключения раскола и загасания ЗТТ после термогазодинамического воздействия на него продуктов сгорания воспламенителя;
- снижения ударных перегрузок, воздействующих на узлы и элементы снаряда от срабатывания воспламенителя ракетного двигателя.Thus, the proposed method of launching a rocket and an armament complex that implements it can improve the efficiency of using an armament complex due to:
- increasing the range of combat use by increasing the coefficient of volumetric fuel filling of a rocket engine;
- elimination of the split and extinction of the HW after thermogasdynamic effects on it of the products of combustion of the igniter;
- reduce shock overloads affecting the nodes and elements of the projectile from the ignition of a rocket engine igniter.
Источники информации
1. "Зарубежное военное обозрение". Военное издательство, М., 1981 г., N 8, с. 36-37.Sources of information
1. "Foreign military review." Military Publishing House, M., 1981, N 8, p. 36-37.
2. Патент РФ N 2074361 от 27.02.97 г., приоритет 16.02.94 г., МКл. F 41 F 3/4. 2. RF patent N 2074361 dated 02.27.97, priority 02.16.94, MKl. F 41 F 3/4.
Claims (4)
где δ _ максимально возможный зазор между зарядом твердого топлива и стенкой камеры сгорания в направлении результирующей силы термогазодинамического воздействия воспламенителя на заряд твердого топлива;
mс - масса реактивного снаряда без учета массы заряда твердого топлива;
Fлс - сила аэродинамического лобового сопротивления снаряда после покидания пусковой трубы.4. The armament complex according to claim 2, characterized in that the software device for launching the rocket engine is made in the form of a moderator, the delay time of which after the projectile leaves the launch tube is
where δ is the maximum possible gap between the charge of solid fuel and the wall of the combustion chamber in the direction of the resulting force of the thermogasdynamic effect of the igniter on the charge of solid fuel;
m with - the mass of a missile without taking into account the mass of the charge of solid fuel;
F hp - the force of the aerodynamic drag of the projectile after leaving the launch tube.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2000105553A RU2167385C1 (en) | 2000-03-06 | 2000-03-06 | Method for launching of jet projectile and complex of facilities realizing it |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2000105553A RU2167385C1 (en) | 2000-03-06 | 2000-03-06 | Method for launching of jet projectile and complex of facilities realizing it |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2167385C1 true RU2167385C1 (en) | 2001-05-20 |
Family
ID=20231509
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2000105553A RU2167385C1 (en) | 2000-03-06 | 2000-03-06 | Method for launching of jet projectile and complex of facilities realizing it |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2167385C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2513326C1 (en) * | 2013-02-15 | 2014-04-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) | Method of firing of controlled artillery projectile |
| RU2624929C1 (en) * | 2016-03-31 | 2017-07-11 | Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Method of starting booster of controlled reactor charge and inertial circuit body |
-
2000
- 2000-03-06 RU RU2000105553A patent/RU2167385C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Зарубежное военное обозрение. - М.: Воениздат, 1981, N 8, с. 36 и 37. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2513326C1 (en) * | 2013-02-15 | 2014-04-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) | Method of firing of controlled artillery projectile |
| RU2624929C1 (en) * | 2016-03-31 | 2017-07-11 | Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Method of starting booster of controlled reactor charge and inertial circuit body |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6877434B1 (en) | Multi-stage projectile weapon for immobilization and capture | |
| RU2275585C2 (en) | Method for control of missile flight direction and missile | |
| RU2204110C2 (en) | Firearm | |
| CA1316758C (en) | Projectile with folding fin assembly | |
| IL186114A (en) | Less-than- lethal projectile equipped with rocket sustainer motor | |
| CA1116466A (en) | Projectile with at least one expellable subprojectile | |
| SE531815C2 (en) | Ways to vary the firing range and impact in grenade and grenade targets designed accordingly | |
| US9562755B2 (en) | Safe and arm mechanisms and methods for explosive devices | |
| RU2255302C1 (en) | Safety-and-actuating mechanism of fuse | |
| DK3234496T3 (en) | BLAST HEAD FOR GENERATING AN EXPLOSION IN AN EXTENSION OF A TARGET SURFACE | |
| TW200403422A (en) | Ignition arrangement for stacked projectiles | |
| RU2167385C1 (en) | Method for launching of jet projectile and complex of facilities realizing it | |
| US9207054B2 (en) | Solid state ignition safety device | |
| RU2301960C2 (en) | Safety-actuating mechanism for warheads of rocket ammunition | |
| US2801588A (en) | Deceleration discriminating firing device for a fuze | |
| FI91018C (en) | Spark plug for projectile with electric trigger | |
| RU2361171C1 (en) | Onboard thermal trap | |
| EP1337750B1 (en) | Method and device for a multiple step rocket | |
| JP2004521309A (en) | Ignition system with a safety device for projectiles intended to be fired from a cylinder with a rifle | |
| RU2247931C1 (en) | Cluster ammunition "aspid" with fragmentation double-action live components | |
| US4281600A (en) | Subprojectile to be expelled from a projectile | |
| RU2080551C1 (en) | Technique of launching of guided missile from artillery gun and shot | |
| WO2023007483A1 (en) | Barrier-breaching munition | |
| KR19990088626A (en) | Projectile | |
| WO2003014653A1 (en) | High velocity projectiles |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE Effective date: 20110422 |
|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20120719 |
|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| HE4A | Notice of change of address of a patent owner |
Effective date: 20180420 |
|
| QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180905 Effective date: 20180905 |