RU2167388C1 - Jet projectile with separating engine - Google Patents

Jet projectile with separating engine Download PDF

Info

Publication number
RU2167388C1
RU2167388C1 RU2000104654A RU2000104654A RU2167388C1 RU 2167388 C1 RU2167388 C1 RU 2167388C1 RU 2000104654 A RU2000104654 A RU 2000104654A RU 2000104654 A RU2000104654 A RU 2000104654A RU 2167388 C1 RU2167388 C1 RU 2167388C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
engine
stage
separation
projectile
mass
Prior art date
Application number
RU2000104654A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
В.Д. Дудка
В.М. Кузнецов
А.С. Капустин
А.В. Феруленков
А.П. Энтин
В.В. Махонин
Original Assignee
Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" filed Critical Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения"
Priority to RU2000104654A priority Critical patent/RU2167388C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2167388C1 publication Critical patent/RU2167388C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Elimination Of Static Electricity (AREA)

Abstract

FIELD: jet projectile ammunition. SUBSTANCE: jet projectile has a sustainer and an engine with a stage separation mechanism joined to it. An actuator mechanism of remote inertia action is installed in parallel with the projectile axis. The mechanism is made in the form of a non-conducting body with a fixed contact set, and a conducting body of inertia pressed by a power spring towards the stage separation mechanism. The body of inertia is made in the form of a cylinder with an inertial taper hole changing into a cylinder. The mass of the body of inertia and the force of the power spring depend on the claim and provide for generation of a signal to the stage separation mechanism at the instant of completion of operation of the projectile engine. EFFECT: enhanced reliability of engine separation from sustainer without any collision. 2 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетной техники. The invention relates to the field of rocketry.

Известен реактивный снаряд с головным временным взрывателем дистанционного действия [1], подрывающим снаряд в полете, без соприкосновения с целью, по истечении определенного времени, что достигается соответствующей его установкой. Known rocket with a lead temporary fuse remote-action [1], undermining a projectile in flight, without touching the target, after a certain time, which is achieved by its corresponding installation.

Однако данная конструкция реактивного снаряда с временным исполнительным механизмом дистанционного действия (взрыватель), при всех своих достоинствах, имеет небольшой недостаток, существенно влияющий на подрыв снаряда, а именно все временные взрыватели одной партии изготовления и тем более разных партий изготовления имеют временной разброс времени срабатывания даже внутри партии, что дает возможность подорвать снаряд раньше или позже в пределах временного разброса. However, this design of a missile with a temporary remote-control actuator (fuse), for all its advantages, has a small drawback that significantly affects the detonation of the projectile, namely, all temporary fuses of one batch of manufacture and even more so of different production batches have a time spread of the response time even inside the party, which makes it possible to undermine the projectile sooner or later within the time spread.

Установка такого временного исполнительного механизма в зенитные ракеты для дистанционного отделения двигателя приведет:
1) при раннем срабатывании, когда топливо еще не выгорело, к догону и удару по корме маршевой ступени двигателем, что недопустимо;
2) при позднем срабатывании, когда топливо полностью выгорело, а разделения еще нет, приведет к потере скорости из-за пассивной массы двигателя, что также недопустимо.The installation of such a temporary actuator in anti-aircraft missiles for remote engine compartment will result in:
1) with early operation, when the fuel has not yet burned out, to catch up and hit the aft of the marching stage with the engine, which is unacceptable;
2) in case of a late response, when the fuel is completely burnt out, and there is no separation yet, it will lead to a speed loss due to the passive mass of the engine, which is also unacceptable.

Известен реактивный снаряд с отделяемым двигателем [2], содержащий устройство стыковки разнокалиберных ступеней снаряда, включающее переходной конический обтекатель с центральной трубой, охватывающей маршевую ступень снаряда и позволяющей двигателю скользить параллельно оси в направлении, противоположном маршевой ступени, и механизм разделения в виде щелевого канального устройства на конусной части обтекателя, сообщающегося, с одной стороны, с полостью маршевой ступени, а с другой - с аэродинамическим потоком движущегося снаряда. A known detachable projectile with a detachable engine [2], comprising a device for docking different stages of a projectile, including a transitional conical fairing with a central tube covering the marching stage of the projectile and allowing the engine to slide parallel to the axis in the direction opposite to the marching stage, and a separation mechanism in the form of a slotted channel device on the conical part of the fairing, communicating, on the one hand, with the cavity of the marching stage, and on the other, with the aerodynamic flow of a moving projectile.

Данная конструкция реактивного снаряда с отделяемым двигателем применима в неуправляемых реактивных снарядах и неприемлема для управляемых реактивных снарядов (ракет), поскольку отделение двигателя начинается при превышении силой лобового сопротивления набегающего потока тяги двигателя при ее спаде, а поскольку двигатель еще работает, и под конец работы тонкая оболочка порохового заряда под действием боковых перегрузок рушится, при этом увеличивается площадь горения и возрастает давление, двигатель получает приращение тяги, и неизбежен удар по кормовой части маршевой ступени, что недопустимо. This design of a detachable missile projectile is applicable in unguided missiles and is unacceptable for guided missiles (missiles), since engine separation begins when the drag force exceeds the incoming drag of the engine thrust during its decline, and since the engine is still running, it’s thin at the end of work the shell of the powder charge under the influence of lateral overloads collapses, while the combustion area increases and pressure increases, the engine receives an increase in traction, and a blow to the aft part of the marching stage, which is unacceptable.

Поэтому задачей предлагаемого изобретения является устранение указанных выше недостатков, а именно обеспечение надежного срабатывания механизма разделения ступеней реактивного снаряда по падению тяги двигателя (изменение осевого ускорения), при котором происходит надежное отделение двигателя от маршевой ступени без соударения. Therefore, the objective of the invention is to eliminate the above disadvantages, namely, ensuring reliable operation of the separation mechanism of the stages of a rocket by a drop in engine thrust (axial acceleration), in which there is a reliable separation of the engine from the sustainer stage without impact.

Указанная задача достигается тем, что в реактивном снаряде с отделяемым двигателем, содержащем маршевую ступень и пристыкованный к ней двигатель с механизмом paзделения ступеней, в маршевой ступени перед механизмом разделения ступеней, параллельно продольной оси снаряда, установлен исполнительный механизм дистанционного инерционного действия, выполненный в виде токонепроводящего корпуса с неподвижной контактной группой, токопроводящего инерционного тела, запираемого силовой пружиной в сторону механизма разделения ступеней, при этом инерционное тело выполнено в виде цилиндра с внутренним конусным отверстием, переходящим в цилиндр, причем масса инерционного тела и силовая пружина рассчитаны из условия срабатывания при осевом ускорении, определяемом формулой:

Figure 00000002
(1)
где F/m = d - осевое ускорение реактивного снаряда;
F - рабочее усилие пружины в момент замыкания контактной группы;
m - масса инерционного тела;
Xм - сила лобового сопротивления маршевой ступени в момент отделения двигателя;
Gм - масса маршевой ступени в момент отделения двигателя;
Xд - сила лобового сопротивления двигателя в момент отделения маршевой ступени
Gд - масса двигателя в момент отделения маршевой ступени.This task is achieved by the fact that in a rocket with a detachable engine containing a marching stage and an engine docked with a stage separation mechanism, in the marching stage in front of the stage separation mechanism parallel to the longitudinal axis of the projectile, an actuator of remote inertial action, made in the form of a non-conductive the case with a fixed contact group, a conductive inertial body, locked by a power spring towards the stage separation mechanism, while m inertial body is made in the form of a cylinder with an internal conical hole that passes into the cylinder, and the mass of the inertial body and the power spring are calculated from the response condition for axial acceleration, defined by the formula:
Figure 00000002
(1)
where F / m = d is the axial acceleration of the rocket;
F is the working force of the spring at the moment of contact group closure;
m is the mass of the inertial body;
X m - the drag force of the march stage at the time of separation of the engine;
G m - mass march stage at the time of separation of the engine;
X d - the drag force of the engine at the time of separation of the sustainer stage
G d - the mass of the engine at the time of separation of the marching stage.

Сущность предлагаемого изобретения заключается в том, что данная конструкция реактивного снаряда с исполнительным механизмом дистанционного инерционного действия позволяет с большой точностью и надежностью обеспечить разделение ступеней реактивного снаряда по падению тяги двигателя без соударения ступеней. The essence of the invention lies in the fact that this design of a rocket with an actuator of remote inertial action allows with great accuracy and reliability to ensure the separation of the stages of a rocket by the drop in engine thrust without impact of the steps.

На прилагаемом чертеже фиг. 1 приведена предлагаемая конструкция реактивного снаряда с отделяемым двигателем, где:
1 - маршевая ступень;
2 - двигатель;
3 - механизм разделения ступеней;
4 - исполнительный механизм дистанционного инерционного действия (фиг. 2);
5 - токонепроводящий корпус;
6 - токопроводящее инерционное тело;
7 - конусное отверстие, переходящее в цилиндр;
8 - силовая пружина;
9 - контактная группа.In the accompanying drawing of FIG. 1 shows the proposed design of a missile with a detachable engine, where:
1 - march stage;
2 - engine;
3 - stage separation mechanism;
4 - actuator remote inertial action (Fig. 2);
5 - non-conductive housing;
6 - conductive inertial body;
7 - conical hole passing into the cylinder;
8 - power spring;
9 - contact group.

Сборка и принцип работы реактивного снаряда с отделяемым двигателем заключается в следующем: в маршевую ступень 1 перед механизмом разделения ступеней 3, заранее состыкованным с двигателем 2, в разрыв электрической цепи, между источником тока и электровоспламенителем механизма разделения, устанавливают исполнительный механизм дистанционного инерционного действия 4, который состоит из токонепроводящего корпуса 5 с неподвижной контактной группой 9, токопроводящего инерционного тела 6 с внутренним конусным отверстием 7, переходящим в цилиндр, подпираемого силовой пружиной 8 в сторону механизма разделения ступеней 3. The assembly and principle of operation of a rocket with a detachable engine is as follows: in the march stage 1 in front of the stage separation mechanism 3, previously docked with the engine 2, into the electrical circuit, between the current source and the electric igniter of the separation mechanism, an actuator of remote inertial action 4 is installed, which consists of a non-conductive housing 5 with a fixed contact group 9, a conductive inertial body 6 with an internal conical hole 7, turning into tsili NDR, supported by a power spring 8 in the direction of the separation mechanism of the steps 3.

При пуске реактивного снаряда на стартовом участке траектории полета инерционное тело 6 исполнительного механизма дистанционного инерционного действия 4 прижимается к торцу корпуса 5 силовой пружиной 8 и инерционной силой, за счет осевого ускорения снаряда при работающем двигателе 2. В конце работы двигателя 2 его тяга обнуляется и осевое ускорение снаряда меняет знак на обратный за счет торможения снаряда силами лобового сопротивления. При этом на инерционное тело действует сила F в направлении носика снаряда F = m • a (2), где m - масса инерционного тела, а d - осевое ускорение. Под действием этой силы инерционное тело 6 перемещается вдоль продольной оси в сторону носика снаряда, преодолевая усилие силовой пружины 8 и усилие сжатия контактов контактной группы 9, которые скользят по внутренней конусной поверхности 7 инерционного тела 6 и надежно улавливаются в цилиндрическом отверстии конуса, перемыкая контакты. При этом формируется электрическая цепь, по которой подается напряжение на электровоспламенитель механизма разделения ступеней 3, который срабатывает, при этом происходит отделение маршевой ступени 1 от двигателя 2. When a missile is launched at the start of the flight path, the inertial body 6 of the actuator of remote inertial action 4 is pressed against the end of the housing 5 by a force spring 8 and inertial force due to the axial acceleration of the projectile with the engine 2 running. At the end of engine 2, its thrust is zeroed and axial acceleration of the projectile reverses due to the drag of the projectile by drag. In this case, the force F acts in the direction of the projectile nose F = m • a (2), where m is the mass of the inertial body and d is the axial acceleration. Under the action of this force, the inertial body 6 moves along the longitudinal axis toward the nose of the projectile, overcoming the force of the power spring 8 and the compressive force of the contacts of the contact group 9, which slide along the inner conical surface 7 of the inertial body 6 and are reliably caught in the cylindrical hole of the cone, bridging the contacts. In this case, an electric circuit is formed, through which voltage is supplied to the electric igniter of the stage separation mechanism 3, which is triggered, while the march stage 1 is separated from the engine 2.

При условии если сила силовой пружины 8 велика, а масса инерционного тела 6 мала, то возможны два варианта: либо не будет срабатывание исполнительного механизма 4, либо замыкание инерционного тела будет происходить c большим запаздыванием относительно момента времени окончания работы двигателя 2, что приведет к потере скорости реактивного снаряда за счет его торможения силами лобового сопротивления, действующими на двигатель большего калибра. Provided that the force of the power spring 8 is large, and the mass of the inertial body 6 is small, then two options are possible: either the actuator 4 will not operate, or the inertial body will close with a large delay relative to the time when the engine 2 is finished, which will lead to loss missile velocity due to its braking by drag forces acting on a larger caliber engine.

При условии если сила силовой пружины 8 мала, а масса инерционного тела 6 велика, то инерционное тело 6 может беспрепятственно перемещаться вдоль корпуса 5 под действием транспортных перегрузок при перевозках снарядов, что приведет к износу токопроводящего покрытия инерционного тела и контактов контактной группы 9, что снизит надежность исполнительного механизма. В этом случае также происходит срабатывание исполнительного механизма в конце работы стартового двигателя при спаде его тяги до величины немного меньшей сил лобового сопротивления, т. е. сигнал на срабатывание механизма разделения ступеней 3 поступит еще при наличии тяги двигателя, что приведет к соударению ступеней реактивного снаряда при их разделении. Поэтому, чтобы разделение ступеней происходило при неработающем двигателе, а также чтобы снаряд не находился в полете с пристыкованным неработающем двигателем значительное время, теряя при этом скорость, усилие силовой пружины и масса инерционного тела рассчитываются таким образом, чтобы обеспечить выдачу сигнала на механизм разделения ступеней реактивного снаряда строго в момент окончания работы двигателя. Provided that the force of the power spring 8 is small and the mass of the inertial body 6 is large, then the inertial body 6 can move freely along the body 5 under the influence of transport overloads during transportation of shells, which will lead to wear of the conductive coating of the inertial body and contacts of the contact group 9, which will reduce reliability of the actuator. In this case, the actuator also triggers at the end of the starting engine when its thrust drops to a value slightly lower than the frontal drag forces, i.e., the signal for triggering the separation mechanism 3 comes even in the presence of engine thrust, which will lead to the impact of the stages of the rocket when they are divided. Therefore, so that the separation of the steps occurs when the engine is idle, and also so that the projectile is not in flight with the docked idle engine for a considerable time, while losing speed, the force of the power spring and the mass of the inertial body are calculated in such a way as to provide a signal to the separation mechanism of the reactive stages projectile strictly at the time of the end of the engine.

Надежное несрабатывание исполнительного механизма на стартовом участке траектории полета вытекает из условия, когда

Figure 00000003

где d = F/m - ускорение, при котором происходит срабатывание исполнительного механизма дистанционного инерционного действия;
Xм - сила лобового (аэродинамического) сопротивления (сила торможения) маршевой ступени реактивного снаряда;
Xд - сила лобового (аэродинамического) сопротивления двигателя;
Gм - масса маршевой ступени реактивного снаряда;
Gд - масса двигателя реактивного снаряда.Reliable failure of the actuator at the start of the flight path follows from the condition when
Figure 00000003

where d = F / m is the acceleration at which the actuator actuates the remote inertial action;
X m - the force of the frontal (aerodynamic) resistance (braking force) of the march stage of the rocket;
X d - the force of the frontal (aerodynamic) drag of the engine;
G m - mass march stage rocket;
G d - mass of the rocket engine.

Для реактивного снаряда на стартовом участке траектории полета осевое ускорение

Figure 00000004

где ΣX - суммарная сила лобового (аэродинамического) сопротивления;
ΣG - суммарная масса реактивного снаряда;
R - сила тяги двигателя;
Из формулы (4) следует, что R = ΣX - aΣG, где ΣX = Xм + Xд; ΣG = Gд + Gм;
осевое ускорение двигателя на стартовом участке:
Figure 00000005

Осевое ускорение, действующее на маршевую ступень ракеты aм = Xм/Gм.Axial acceleration for a rocket at the launch site of a flight path
Figure 00000004

where ΣX is the total force of the frontal (aerodynamic) resistance;
ΣG is the total mass of the rocket;
R is the engine traction force;
It follows from formula (4) that R = ΣX - aΣG, where ΣX = X m + X d ; ΣG = G d + G m ;
axial acceleration of the engine at the launch site:
Figure 00000005

Axial acceleration acting on the rocket march stage a m = X m / G m

По условию разделения ступеней: dд/dм > 1 (5), подставляя в формулу (5) значения aд и dм, получим

Figure 00000006

Проводим преобразование этой формулы:
a • ΣG • Gм - XмGд > Gд•Xм;
Figure 00000007

т.е. a > Xм/Gм (6).According to the condition for the separation of steps: d d / d m > 1 (5), substituting in the formula (5) the values of a d and d m , we obtain
Figure 00000006

We are transforming this formula:
a • ΣG • G m - X m G d > G d • X m ;
Figure 00000007

those. a> X m / G m (6).

Объединяя формулы (3) и (6), получаем условие оптимального срабатывания исполнительного механизма дистанционного инерционного действия:

Figure 00000008

Источники информации
1. Большая Советская энциклопедия, том 7, второе издание. стр. 632 - 633 - аналог.Combining formulas (3) and (6), we obtain the condition for the optimal operation of the actuator of the remote inertial action:
Figure 00000008

Sources of information
1. The Great Soviet Encyclopedia, Volume 7, Second Edition. p. 632 - 633 - analogue.

2. Заявка Франции N 2629583, МКИ5 A 42 B 15/00, опубл. 06.10.89 г. - прототип.2. Application of France N 2629583, MKI 5 A 42 B 15/00, publ. 10/06/89, the prototype.

Claims (1)

Реактивный снаряд с отделяемым двигателем, содержащий маршевую ступень и пристыкованный к ней двигатель с механизмом разделения ступеней, отличающийся тем, что в маршевой ступени перед механизмом разделения ступеней параллельно продольной оси снаряда установлен исполнительный механизм дистанционного инерционного действия, выполненный в виде токонепроводящего корпуса с неподвижной контактной группой, токопроводящего инерционного тела, запираемого силовой пружиной в сторону механизма разделения ступеней, при этом инерционное тело выполнено в виде цилиндра с внутренним конусным отверстием, переходящим в цилиндр, причем масса инерционного тела и силовая пружина рассчитаны из условия срабатывания при осевом ускорении, определяемом по формуле
Figure 00000009

где F/m = d - осевое ускорение реактивного снаряда;
F - рабочее усилие пружины в момент замыкания;
m - масса инерционного тела;
Xм - сила лобового сопротивления маршевой ступени в момент отделения двигателя;
Gм - масса маршевой ступени в момент отделения двигателя;
Xd - сила лобового сопротивления двигателя в момент отделения маршевой ступени;
Gd - масса двигателя в момент отделения маршевой ступени.A detachable projectile with a detachable engine, containing a marching stage and an engine docked with a stage separation mechanism, characterized in that in the marching stage in front of the stage separation mechanism, an inertial remote-action actuator mounted in the form of a non-conductive housing with a fixed contact group , conductive inertial body, locked by a power spring towards the mechanism of separation of steps, while the inertial body made in the form of a cylinder with an internal conical hole that passes into the cylinder, and the mass of the inertial body and the power spring are calculated from the response condition for axial acceleration, determined by the formula
Figure 00000009

where F / m = d is the axial acceleration of the rocket;
F is the working force of the spring at the time of closure;
m is the mass of the inertial body;
X m - the drag force of the march stage at the time of separation of the engine;
G m - mass march stage at the time of separation of the engine;
X d is the drag force of the engine at the moment of separation of the march stage;
G d - the mass of the engine at the time of separation of the marching stage.
RU2000104654A 2000-02-24 2000-02-24 Jet projectile with separating engine RU2167388C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2000104654A RU2167388C1 (en) 2000-02-24 2000-02-24 Jet projectile with separating engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2000104654A RU2167388C1 (en) 2000-02-24 2000-02-24 Jet projectile with separating engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2167388C1 true RU2167388C1 (en) 2001-05-20

Family

ID=20231093

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2000104654A RU2167388C1 (en) 2000-02-24 2000-02-24 Jet projectile with separating engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2167388C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2584401C1 (en) * 2015-02-17 2016-05-20 Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" Method of separating sustainer and device therefor
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

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2584401C1 (en) * 2015-02-17 2016-05-20 Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" Method of separating sustainer and device therefor
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
US7947938B2 (en) Methods and apparatus for projectile guidance
AU683799B2 (en) Aerodynamically stabilized projectile system for use against underwater objects
US4036140A (en) Ammunition
US2804823A (en) Multiple unit projectile
US2724237A (en) Rocket projectile having discrete flight initiating and sustaining chambers
US4567829A (en) Shaped charge projectile system
KR100796706B1 (en) Artillery projectile comprising an interchangeable payload
US6540176B2 (en) Fin disengagement device for limiting projectile range
US2505042A (en) Antiaircraft projectile and fuse for said projectile
SE449528B (en) ARM BREAKING PROJECT
US2946261A (en) Peripheral nozzle spinner rocket
RU2167388C1 (en) Jet projectile with separating engine
US4939997A (en) Article of ammunition
US5363766A (en) Remjet powered, armor piercing, high explosive projectile
US4658725A (en) Fuse for a small bomb
RU2292007C1 (en) Shaped-charge tandem warhead
EP0084095B1 (en) Ballistic propulsion system for rifle grenades and similar projectiles
RU2718558C1 (en) Cumulative rocket-assisted projectile
KR101924971B1 (en) Ignition/delay assembly and extended range projectile having the same
RU2150074C1 (en) Cartridge with reaction bullet (modifications)
RU2783133C1 (en) Device for removal of protective sleeve from warhead under water
US2981183A (en) Tail initiation with nose fuzes
RU2169341C1 (en) Antiaircraft missile
RU2538645C1 (en) Method of extending area of applicability of coned-bore rocket and coned-bore rocket implementing method
US3945324A (en) Projectile fuse

Legal Events

Date Code Title Description
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20161130