RU2174670C1 - Incendiary nose cone of rotating rocket - Google Patents
Incendiary nose cone of rotating rocket Download PDFInfo
- Publication number
- RU2174670C1 RU2174670C1 RU2000130577A RU2000130577A RU2174670C1 RU 2174670 C1 RU2174670 C1 RU 2174670C1 RU 2000130577 A RU2000130577 A RU 2000130577A RU 2000130577 A RU2000130577 A RU 2000130577A RU 2174670 C1 RU2174670 C1 RU 2174670C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- tank
- diaphragm
- nose cone
- filler
- rocket
- Prior art date
Links
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к военной технике, а именно ракетам, и может быть использовано при разработке вращающихся ракет, в том числе реактивных снарядов систем залпового огня. The invention relates to military equipment, namely missiles, and can be used in the development of rotating missiles, including rockets of multiple launch rocket systems.
Как известно, в настоящее время проводятся работы по повышению эффективности поражения целей за счет применения ракет с боевыми частями, снаряженными жидким наполнителем на основе нефтепродуктов зажигательного действия, для огневого поражения боевой техники и живой силы противника. Одним из основных критериев эффективности ракет с такими боевыми частями является количество жидкого наполнения, а также точность и кучность доставки боевой части к цели, так как жидкое наполнение из-за неустойчивости формы и трудностей ее сохранения в полете приводит к случайному дисбалансу масс ракеты в зависимости от динамических процессов, сопровождающих ее полет, что может привести к потере устойчивости полета, снижению точности и кучности стрельбы и боевой эффективности в целом. As you know, work is currently underway to increase the efficiency of target destruction through the use of missiles with warheads equipped with liquid filler based on incendiary oil products for fire destruction of military equipment and enemy personnel. One of the main criteria for the effectiveness of missiles with such warheads is the amount of liquid filling, as well as the accuracy and accuracy of delivery of the warhead to the target, since liquid filling due to the instability of the form and the difficulties of maintaining it in flight leads to an accidental imbalance of rocket mass depending on dynamic processes accompanying its flight, which can lead to loss of flight stability, reduced accuracy and accuracy of fire and overall combat effectiveness.
Известна головная часть ракеты, содержащая обтекатель, тонкостенный корпус с взрывчатым веществом и инициирующий заряд-взрыватель (см., например, Куров В. Д., Должанский Ю.М. Основы проектирования пороховых ракетных снарядов.- М.: Оборонгиз, 1961, с. 11, фиг. 1.7). The head part of the rocket is known, containing a fairing, a thin-walled body with explosive and an initiating charge fuse (see, for example, Kurov V.D., Dolzhansky Yu.M. Fundamentals of the design of powder rocket shells.- M .: Oborongiz, 1961, p. . 11, Fig. 1.7).
Такое техническое решение позволяет обеспечить доставку и подрыв боеприпаса у цели, конструкция его достаточна проста, однако эффективность боеприпаса не достаточна для получения требуемых параметров огневого поражения цели. This technical solution allows for the delivery and detonation of ammunition at the target, its design is quite simple, but the effectiveness of the ammunition is not sufficient to obtain the required parameters for fire destruction of the target.
Таким образом, задача данного технического решения заключалась в доставке и подрыве боеприпаса у цели без обеспечения требуемых параметров огневого поражения. Thus, the objective of this technical solution was to deliver and detonate the ammunition at the target without providing the required parameters for fire destruction.
Общими признаками с предлагаемой авторами зажигательной головной частью вращающейся ракеты являются наличие обтекателя, тонкостенного корпуса и инициирующего заряда. Common signs with the incendiary head part of a rotating rocket proposed by the authors are the presence of a fairing, a thin-walled body, and an initiating charge.
Наиболее близкой по технической сути и достигаемому техническому результату является зажигательная головная часть вращающейся ракеты с относительным удлинением 8...12 калибров, снаряженная жидким наполнителем на основе нефтепродуктов и имеющая воздушную полость и устройство для разбрасывания и воспламенения наполнителя, принятая авторами за прототип (патент РФ N 2154799). The closest in technical essence and the technical result achieved is the incendiary head of a rotating rocket with a relative elongation of 8 ... 12 calibers, equipped with a liquid filler based on petroleum products and having an air cavity and a device for spreading and igniting the filler, adopted by the authors as a prototype (RF patent N 2154799).
Такая конструкция головной части позволяет решать задачу огневого поражения цели за счет ее снаряжения жидким наполнителем, для компенсации температурного расширения которого она снабжена воздушной полостью, так как отсутствие воздушной полости при температурных колебаниях может приводить к нарушению целостности головной части. Кроме того, в ней с целью снижения вероятности случайного смещения воздушной полости в процессе полета, отрицательно влияющего на устойчивость движения и боевую эффективность ракеты в целом, носовая часть-обтекатель выполнена торцевой с радиусом округления, зависящим от размаха оперения ракеты. This design of the head allows you to solve the problem of fire damage to the target due to its equipment with a liquid filler, to compensate for the thermal expansion of which it is equipped with an air cavity, since the absence of an air cavity during temperature fluctuations can lead to a violation of the integrity of the head. In addition, in order to reduce the likelihood of accidental displacement of the air cavity during the flight, adversely affecting the stability of the movement and the combat effectiveness of the rocket as a whole, the nose-fairing is made end-face with a radius of rounding, depending on the size of the tail of the rocket.
Особенно остро вопрос о фиксации воздушной полости в жидкости стоит для головных частей ракет залпового огня, характеризующихся большими значениями стартовых перегрузок и наличием интенсивных колебательных и изгибных движений корпуса, обусловленных высокими относительными удлинениями ракеты и головной части. The issue of fixation of the air cavity in the liquid is especially acute for the warheads of multiple launch rockets, which are characterized by high values of starting overloads and the presence of intense oscillatory and bending movements of the hull due to the high relative elongations of the rocket and the warhead.
Поэтому в этих условиях для головных частей большого удлинения необходима гарантированная фиксация местоположения воздушной полости в головной части, случайное нарушение которой ведет к появлению значительного дисбаланса масс в головной части и ракеты в целом, возникновению локальной неустойчивости полета ракеты и, как следствие, потере точностных характеристик стрельбы и невозможности огневого поражения цели. Therefore, under these conditions, for warheads of large elongation, a guaranteed fixation of the location of the air cavity in the warhead is necessary, the accidental violation of which leads to the appearance of a significant imbalance of masses in the warhead and the rocket as a whole, the occurrence of local missile flight instability and, as a consequence, the loss of accuracy of the firing characteristics and the impossibility of fire destruction of the target.
Такое явление объясняется тем, что в условиях нестационарного вращения тел большого удлинения под действием осевых перегрузок и интенсивных колебаний корпуса ракеты наблюдаются динамические процессы, приводящие к нарушению положения воздушной полости в головной части ракеты, случайному перемещению содержимого головной части и, как следствие, к изменению углов атаки и явлению неустойчивости полета. Эти обстоятельства приводят к необходимости гарантированной фиксации местоположения воздушной полости в головной части, нарушение которой ведет к возникновению дисбаланса масс в головной части и, как следствие, потере устойчивости полета ракеты вплоть до схода ее с траектории. This phenomenon is explained by the fact that under the conditions of unsteady rotation of bodies of large elongation under the influence of axial overloads and intense vibrations of the rocket body, dynamic processes are observed that lead to disruption of the position of the air cavity in the head of the rocket, to random movement of the contents of the head and, consequently, to a change in angles attack and the phenomenon of flight instability. These circumstances lead to the need for guaranteed fixation of the location of the air cavity in the warhead, violation of which leads to an imbalance of masses in the warhead and, as a result, the loss of stability of the missile’s flight until it leaves the trajectory.
Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) являлось повышение огневого поражения цели за счет доставки к цели жидкого наполнителя в головной части с учетом влияния возмущающих факторов, вызванных наличием в жидкостном наполнении воздушной полости, с предъявлением специальных требований по обеспечению ее фиксации и устойчивого полета ракеты на траектории. Thus, the objective of this technical solution (prototype) was to increase fire damage to the target due to the delivery of liquid filler to the target in the head part, taking into account the influence of disturbing factors caused by the presence of an air cavity in the liquid filling, with special requirements for ensuring its fixation and stable flight rockets on the trajectory.
Общими признаками с предлагаемой авторами зажигательной головной частью вращающейся ракеты являются обтекатель, тонкостенный корпус-бак с жидким наполнителем на основе нефтепродуктов и воздушной полостью, устройство для разбрасывания и воспламенения наполнителя. Common signs with the incendiary head part of a rotating rocket proposed by the authors are a fairing, a thin-walled body-tank with a liquid filler based on petroleum products and an air cavity, a device for spreading and igniting the filler.
В отличие от прототипа в предлагаемой головной часте в баке позади центра масс головной части на удалении от него, не превышающем 3D. размещена диафрагма с осесимметрично расположенными отверстиями, а устройство для разбрасывания и воспламенения наполнителя выполнено в тонкостенном цилиндрическом стакане, установленном вдоль продольной оси головной части между обтекателем и диафрагмой, при этом площадь отверстий в диафрагме составляет (0,0005...0,0015)η•S, а диаметр стакана составляет (0,25...0,3)D,
где η - вязкость наполнителя (численная величина в пуазах).Unlike the prototype in the proposed head part in the tank behind the center of mass of the head part at a distance from it, not exceeding 3D. a diaphragm with axisymmetrically arranged openings is placed, and the device for spreading and igniting the filler is made in a thin-walled cylindrical glass installed along the longitudinal axis of the head part between the fairing and the diaphragm, while the area of the holes in the diaphragm is (0.0005 ... 0.0015) η • S, and the diameter of the glass is (0.25 ... 0.3) D,
where η is the viscosity of the filler (numerical value in poises).
S - площадь поперечного сечения бака;
D - диаметр бака.S is the cross-sectional area of the tank;
D is the diameter of the tank.
Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом. It is this that allows us to conclude that there is a causal relationship between the totality of the essential features of the claimed technical solution and the achieved technical result.
Указанные признаки, отличительные от прототипа и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой защиты, во всех случаях достаточны. These signs, distinctive from the prototype and to which the requested amount of legal protection applies, are sufficient in all cases.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение эффективности огневого поражения цели зажигательной головной частью за счет учета влияния стартовых осевых перегрузок и колебательных движений корпуса ракеты на поведение в жидком наполнителе головной части воздушной полости и повышение устойчивости полета вращающейся ракеты путем гарантированного фиксирования положения воздушной полости в жидком наполнителе на стартовом участке траектории ракеты. The objective of the invention is to increase the efficiency of fire destruction of the target by the incendiary head due to taking into account the influence of starting axial overloads and oscillatory movements of the rocket body on the behavior of the head part of the air cavity in the liquid filler and increasing the stability of the flight of the rotating missile by guaranteed fixing the position of the air cavity in the liquid filler on the starting section of the trajectory of the rocket.
Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известной головной части, содержащей обтекатель, тонкостенный корпус-бак с жидким наполнителем на основе нефтепродуктов и воздушной полостью, устройство для разбрасывания и воспламенения наполнителя, в баке позади центра масс головной части на удалении от него, не превышающем 3D, размещена диафрагма с осесимметрично расположенными отверстиями, а устройство для разбрасывания и воспламенения наполнителя выполнено в тонкостенном цилиндрическом стакане, установленном вдоль продольной оси головной части между обтекателем и диафрагмой, при этом площадь отверстий в диафрагме составляет (0,0005-0,0015)η•S, а диаметр стакана составляет (0,25-0,3)D,
где η - вязкость наполнителя;
S - площадь поперечного сечения бака;
D - диаметр бака.The specified technical result during the implementation of the invention is achieved by the fact that in the known head part comprising a cowl, a thin-walled body-tank with liquid filler based on petroleum products and an air cavity, a device for spreading and igniting the filler in the tank behind the center of mass of the head part at a distance from it not exceeding 3D, a diaphragm with axisymmetrically arranged holes is placed, and the device for spreading and igniting the filler is made in a thin-walled cylindrical glass installed along the longitudinal axis of the head between the fairing and the diaphragm, while the area of the holes in the diaphragm is (0.0005-0.0015) η • S, and the diameter of the glass is (0.25-0.3) D,
where η is the viscosity of the filler;
S is the cross-sectional area of the tank;
D is the diameter of the tank.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между деталями заявляемой зажигательной головной части вращающейся ракеты, позволяют, в частности, за счет выполнения:
- в баке позади центра масс головной части на удалении от него, не превышающем 3D, диафрагмы с осесимметрично расположенными отверстиями, площадь которых составляет (0,0005-0,0015)η•S - обеспечить демфирование колебаний наполнителя с параметрами, функционально связанными с важнейшим параметром наполнителя (вязкостью), благодаря чему течение наполнителя и перемещение в нем воздушной полости происходят без колебаний, отрицательно влияющих на полет ракеты. При площади отверстий, меньшей 0,0005η•S, замедляется процесс формирования центральной воздушной полости, вызывая дисбаланс масс ракеты на стартовом участке траектории. При площади отверстий, большей 0,0015η•S, диафрагма теряет демпфирующие свойства, в баке возникают колебания жидкого наполнителя, сопровождающиеся распадом воздушной полости на отдельные части (воздушные пузыри), вызывающим также дисбаланс масс и потерю устойчивости полета ракеты. Таким образом для придания ракете, снаряженной жидким наполнителем, устойчивости в полете необходимо, чтобы при вращении ракеты процесс раскручивания массы жидкого наполнителя происходил с образованием устойчивого центрального воздушного канала или вихревой воронки (воздушной полости) (см., например, Л.И.Седов. Механика сплошной среды. - М. : Наука, 1976 г. , т. II, с. 304), так как обеспечения устойчивого режима вращения жидкости (без разрушения вихревой воронки) связано с процессом поглощения жидкости вихревой воронкой и зависит от осевых перегрузок ракеты и физических свойств жидкости;
- устройства для разбрасывания и воспламенения наполнителя в тонкостенном цилиндрическом стакане, установленном вдоль продольной оси головной части между обтекателем и диафрагмой, с диаметром, составляющим (0,25-0,3)D, - ускорить процесс формирования центрального воздушного канала за счет помещения в зону задемпфированных колебаний наполнителя жесткого однородного стержня (стакана), вокруг которого происходит замедление течения наполнителя, последующий его отрыв от стержня и формирование вихревой воронки вокруг него. При диаметре стакана, меньшем 0,25D, площадь его цилиндрической поверхности оказывается недостаточной для эффективного торможения наполнителя и последующего формирования вихревой воронки. При диаметре стакана, большем 0,3D, нарушается однородность формируемой вокруг стакана вихревой воронки, имеют место ее локальные разрывы, повышающие вероятность возникновения собственных колебаний вихревой воронки, и потери устойчивости полета ракеты.A new set of structural elements, as well as the presence of connections between the details of the inventive incendiary head of a rotating rocket, allow, in particular, due to the following:
- in the tank behind the center of mass of the head part at a distance from it, not exceeding 3D, apertures with axisymmetrically arranged openings, the area of which is (0.0005-0.0015) η • S - to ensure damping of the vibrations of the filler with parameters functionally related to the most important filler parameter (viscosity), due to which the flow of the filler and the movement of the air cavity in it occur without fluctuations that adversely affect the flight of the rocket. When the area of the holes is less than 0.0005η • S, the formation of the central air cavity is slowed down, causing an imbalance in the mass of the rocket at the starting portion of the trajectory. When the hole area is more than 0.0015η • S, the diaphragm loses its damping properties, oscillations of the liquid filler occur in the tank, accompanied by the decay of the air cavity into separate parts (air bubbles), which also causes mass imbalance and loss of stability of the rocket’s flight. Thus, in order to give a rocket equipped with a liquid filler stability in flight, it is necessary that when the rocket rotates, the process of untwisting the mass of liquid filler occurs with the formation of a stable central air channel or a vortex funnel (air cavity) (see, for example, L.I. Sedov. Continuum Mechanics - M.: Nauka, 1976, vol. II, p. 304), since ensuring a stable regime of fluid rotation (without destroying the vortex funnel) is associated with the process of absorption of the fluid by a vortex funnel and depends on axial overload straps rockets and physical properties of the fluid;
- devices for spreading and igniting the filler in a thin-walled cylindrical glass mounted along the longitudinal axis of the head between the fairing and the diaphragm, with a diameter of (0.25-0.3) D, - accelerate the formation of the central air channel by placing it in the zone damped vibrations of the filler of a rigid homogeneous rod (cup), around which there is a slowdown in the flow of the filler, its subsequent separation from the rod and the formation of a vortex funnel around it. When the diameter of the glass is less than 0.25D, the area of its cylindrical surface is insufficient for effective braking of the filler and the subsequent formation of a vortex funnel. When the diameter of the glass is greater than 0.3 D, the uniformity of the vortex funnel formed around the glass is violated, there are local breaks that increase the likelihood of occurrence of natural vibrations of the vortex funnel, and loss of stability of the flight of the rocket.
Сущность изобретения поясняется чертежом, где изображен общий вид головной части. The invention is illustrated in the drawing, which shows a General view of the head part.
Предлагаемая головная часть вращающейся ракеты содержит обтекатель 1, тонкостенный корпус-бак 2, жидкий наполнитель 3, стакан 4, устройство для разбрасывания и воспламенения наполнителя 5, воздушную полость 6, диафрагму 7. На чертеже обозначены: Xцт - положение центра тяжести головной части, Xд - положение диафрагмы, d - диаметр стакана, D - диаметр бака.The proposed head part of a rotating rocket contains a fairing 1, a thin-walled body-tank 2, a liquid filler 3, a cup 4, a device for spreading and igniting the filler 5, an air cavity 6, a diaphragm 7. In the drawing, the following are indicated: X ct — position of the center of gravity of the head part, X d - the position of the diaphragm, d - the diameter of the glass, D - the diameter of the tank.
Вышеописанное устройство работает следующим образом. The above device operates as follows.
После запуска ракета раскручивается, при этом центробежные силы и осевые перегрузки перемещают в баке 2 жидкое наполнение 3 без возникновения колебаний в осевом и радиальном направлениях благодаря диафрагме 7, а воздушная полость 6 размещается устойчиво вдоль стакана 4 по продольной оси головной части, принимая устойчивую форму вихревой воронки в фиксированном относительно центра масс головной части положении, и сохраняет его во всех диапазонах изменения параметров движения ракеты до подхода ее к цели, срабатывания устройства для разбрасывания и воспламенения наполнителя 5 и последующего огневого поражения цели. After launch, the rocket spins up, while centrifugal forces and axial overloads move liquid filling 3 in the tank 2 without oscillations in the axial and radial directions due to the diaphragm 7, and the air cavity 6 is stably placed along the glass 4 along the longitudinal axis of the head part, taking a stable vortex shape funnels in a position fixed relative to the center of mass of the warhead, and saves it in all ranges of variation of the parameters of the rocket’s motion until it approaches the target, and the device sivaniya and ignition of the filler 5 and subsequent fire damage to the target.
Выполнение головной части в соответствии с изобретением позволило повысить эффективность огневого поражения в 3-4 раза, а также повысить точность и кучность доставки боевой части к цели на 20-30%. The implementation of the warhead in accordance with the invention allowed to increase the effectiveness of fire destruction by 3-4 times, and also to increase the accuracy and accuracy of delivery of the warhead to the target by 20-30%.
Изобретение может быть использовано при разработке вращающихся ракет, в том числе реактивных снарядов реактивных систем залпового огня с зажигательными головными частями. The invention can be used in the development of rotating missiles, including rockets of multiple launch rocket systems with incendiary warheads.
Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями опытных образцов вращающихся ракет зажигательными головными частями, выполненными в соответствии с изобретением. The indicated positive effect is confirmed by testing prototypes of rotating missiles with incendiary warheads made in accordance with the invention.
В настоящее время разработана конструктивная документация, проведены государственные испытания, намечено серийное производство. Currently, constructive documentation has been developed, state tests have been carried out, and mass production is scheduled.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2000130577A RU2174670C1 (en) | 2000-12-07 | 2000-12-07 | Incendiary nose cone of rotating rocket |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2000130577A RU2174670C1 (en) | 2000-12-07 | 2000-12-07 | Incendiary nose cone of rotating rocket |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2174670C1 true RU2174670C1 (en) | 2001-10-10 |
Family
ID=20243050
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2000130577A RU2174670C1 (en) | 2000-12-07 | 2000-12-07 | Incendiary nose cone of rotating rocket |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2174670C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2540290C1 (en) * | 2014-02-26 | 2015-02-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" | Battle compartment for flowable filler |
| RU2547307C1 (en) * | 2014-06-05 | 2015-04-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" | Tank-type container of warhead for liquid filler |
-
2000
- 2000-12-07 RU RU2000130577A patent/RU2174670C1/en active
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2540290C1 (en) * | 2014-02-26 | 2015-02-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" | Battle compartment for flowable filler |
| RU2547307C1 (en) * | 2014-06-05 | 2015-04-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" | Tank-type container of warhead for liquid filler |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| PT1000311E (en) | Projectile or warhead | |
| US7418906B2 (en) | Dual spin canister ammunition | |
| US7690311B1 (en) | Non-lethal projectile with flowable payload | |
| US9952024B2 (en) | Ammunition cartridge with induced instability at a pre-set range | |
| RU2174670C1 (en) | Incendiary nose cone of rotating rocket | |
| RU2357197C1 (en) | Fuel/air explosive payload of jet missile | |
| RU2174669C1 (en) | Rotating rocket | |
| US20220412706A1 (en) | Bullet projectile with internal hammer and post for enhanced mechanical shock wave delivery for demolition | |
| RU2248515C1 (en) | Spin-stabilized rocket | |
| RU2195627C1 (en) | Spin-stabilized missile | |
| RU2236667C1 (en) | Common projectiles or fragmentation shells | |
| RU2179298C1 (en) | Cluster nose cone of spin-stabilized missile in loading with liquid filler | |
| RU2325612C1 (en) | Spinning missile | |
| RU2154799C1 (en) | Spin-stabilized rocket | |
| RU2185593C1 (en) | High-explosive warhead | |
| RU2795013C1 (en) | Missile | |
| RU2328696C2 (en) | Solid-fuel rotary jet shell charge cassette case | |
| EP3117177B1 (en) | Ammunition cartridge with induced instability at a pre-set range | |
| RU2802355C1 (en) | Projectile warhead body | |
| RU2559657C1 (en) | Jet projectile rocket section | |
| RU2299396C1 (en) | Cluster nose cone of spin-stabilized missile | |
| RU2547307C1 (en) | Tank-type container of warhead for liquid filler | |
| RU2125701C1 (en) | Rocket | |
| RU2700144C1 (en) | Jet projectile head | |
| RU2442101C1 (en) | Supersonic spinning missile |