RU2176068C1 - Jet projectile launched from launching tube - Google Patents
Jet projectile launched from launching tube Download PDFInfo
- Publication number
- RU2176068C1 RU2176068C1 RU2000120298A RU2000120298A RU2176068C1 RU 2176068 C1 RU2176068 C1 RU 2176068C1 RU 2000120298 A RU2000120298 A RU 2000120298A RU 2000120298 A RU2000120298 A RU 2000120298A RU 2176068 C1 RU2176068 C1 RU 2176068C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- cylindrical
- edge
- nose cone
- fuse
- diameter
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Description
Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники, а именно к реактивным снарядам, и может найти применение при разработке снарядов, запускаемых из трубчатых направляющих реактивных систем залпового огня (РСЗО). The present invention relates to the field of rocket technology, namely to rockets, and can find application in the development of shells launched from tubular guiding multiple launch rocket systems (MLRS).
В настоящее время широкое применение в пусковых установках РСЗО нашли направляющие трубчатого типа, позволяющие формировать компактные пусковые пакеты. Currently, tubular guides have been widely used in MLRS launchers, allowing the formation of compact launcher packages.
Применение трубчатых направляющих в свою очередь обуславливает применение в реактивных снарядах стабилизирующего устройства со складывающимися лопастями. В связи с этим реактивные снаряды РСЗО имеют, как правило, разъемный сопловой блок, состоящий из скрепленных между собой входного и выходного конусов, на которых монтируется стабилизирующее устройство. The use of tubular guides, in turn, determines the use in rockets of a stabilizing device with folding blades. In this regard, MLRS rockets have, as a rule, a detachable nozzle block, consisting of input and output cones fastened together, on which a stabilizing device is mounted.
Как правило, головные части указанных снарядов представляют собой заостренные тела вращения (конической или оживальной формы), снижающие аэродинамическое сопротивление корпуса снаряда. As a rule, the head parts of these shells are pointed bodies of revolution (conical or animated) that reduce the aerodynamic drag of the shell.
Современные неуправляемые реактивные снаряды большую часть траектории движутся со сверхзвуковой скоростью, которая колеблется в пределах 1,5-4,0 Маха. Modern unguided rockets most of the trajectory travel at a supersonic speed, which ranges from Mach 1.5-4.0.
Как показала практика, при больших скоростях полета снаряда свыше 1,5 М проблемы повышения его эффективности не могут решаться в отрыве от тепловых явлений, связанных с возникновением ударных волн на торце головного взрывателя, что в свою очередь диктует необходимость установки оптимальных соотношений геометрических и физических параметров отдельных узлов и элементов снаряда. As practice has shown, at high projectile flight speeds of more than 1.5 M, problems of increasing its efficiency cannot be solved in isolation from thermal phenomena associated with the occurrence of shock waves at the end of the head fuse, which in turn dictates the need to establish optimal ratios of geometric and physical parameters individual nodes and elements of the projectile.
Известны реактивные снаряды (М-13, М-31), имеющие головную часть оживальной формы, головной взрыватель, ракетный двигатель твердого ракетного топлива и блок стабилизации (см. В.Д. Куров, Ю.М. Должанский "Основы проектирования пороховых реактивных снарядов". Государственное техническое издательство Оборонгиз, Москва 1961 г., стр. 11-12). Known rockets (M-13, M-31) having a live-shaped warhead, head fuse, solid rocket propellant rocket engine and stabilization unit (see V.D. Kurov, Yu.M. Dolzhansky "Fundamentals of the design of powder rockets ". State Technical Publishing House Oborongiz, Moscow 1961, pp. 11-12).
Существенным недостатком конструкции указанных снарядов является отсутствие защиты от аэродинамического нагрева как корпуса головной части, так и блока стабилизации, что в свою очередь приводит из-за аэродинамического нагрева к нежелательным процессам во взрывчатом веществе (ВВ), приводящим к уменьшению эффективности головной части у цели и снижению прочностных характеристик лопастей блока стабилизации, а следовательно, к их деформации в полете и даже разрушению. В итоге снижается эффективность боевого применения снарядов, ухудшается кучность и точность стрельбы. A significant design drawback of these shells is the lack of protection against aerodynamic heating of both the head shell and the stabilization unit, which in turn leads to undesirable processes in explosives due to aerodynamic heating, leading to a decrease in the effectiveness of the head of the target and decrease in the strength characteristics of the blades of the stabilization block, and therefore, to their deformation in flight and even destruction. As a result, the effectiveness of the combat use of shells decreases, the accuracy and accuracy of the shooting are deteriorating.
Известно, что в полете торец головного взрывателя вызывает турбулизацию воздушного потока в пограничном слое на корпусе головной части, который нагревается до высокой температуры. Поэтому требуются радикальные меры по снижению теплового воздействия на заряд ВВ. It is known that in flight the end face of the head fuse causes turbulence of the air flow in the boundary layer on the body of the head part, which is heated to high temperature. Therefore, radical measures are required to reduce the thermal effect on the explosive charge.
Наиболее близким по технической сути и достигаемому результату является реактивный снаряд к боевой машине 9П138 (Боевая машина 9П138, техническое описание и инструкция по эксплуатации, часть 3, книга 1, М., военное издательство, 1986 г. стр. 4-14), который принят авторами за прототип. The closest in technical essence and the achieved result is a missile for a 9P138 combat vehicle (9P138 combat vehicle, technical description and instruction manual, part 3, book 1, Moscow, military publishing house, 1986, p. 4-14), which accepted by the authors for the prototype.
Указанный снаряд содержит взрыватель, головную часть оживальной формы, двигатель твердого топлива, включающий камеру сгорания, заряд твердого топлива, сопловой блок, состоящий из входного и выходного конусов, стабилизирующее устройство, состоящее из цилиндрического обтекателя и смонтированных на нем складывающихся лопастей и закрепленное на конусах. The specified projectile contains a fuse, a lively-shaped warhead, a solid fuel engine including a combustion chamber, a solid fuel charge, a nozzle block consisting of inlet and outlet cones, a stabilizing device consisting of a cylindrical cowl and folding vanes mounted on it and fixed to the cones.
Характерной особенностью данного снаряда является то, что для уменьшения нагрева конусов их внутренние поверхности армированы термостойкой пластмассой (от воздействия высокотемпературных газов, образующихся при горении заряда и истекающих через сопловой блок). A characteristic feature of this projectile is that to reduce cones heating their inner surfaces are reinforced with heat-resistant plastic (from the effects of high-temperature gases generated during charge burning and flowing out through the nozzle block).
Кроме того, необходимо отметить, что при работе двигателя во время движения снаряда по трубчатой направляющей истекающие из соплового блока высокотемпературные газы расширяются и при встрече с внутренней поверхностью направляющей образуют скачки уплотнения, и часть потока газов перемещается в сторону движения снаряда. Этот рециркулярный поток высокотемпературных газов достигает сверхзвуковых скоростей и оказывает сильное температурное и механическое воздействие на стабилизирующее устройство, особенно на задние кромки лопастей. In addition, it should be noted that during the operation of the engine during the movement of the projectile along the tubular guide, the high-temperature gases flowing out of the nozzle block expand and, when they meet the inner surface of the guide, form shock waves, and part of the gas flow moves in the direction of projectile movement. This recirculated flow of high temperature gases reaches supersonic speeds and has a strong temperature and mechanical effect on the stabilizing device, especially on the trailing edges of the blades.
Основным недостатком данного снаряда является отсутствие тепловой защиты корпуса головной части от аэродинамического нагрева и стабилизирующего устройства от высокотемпературных газов, истекающих из соплового блока при движении снаряда по направляющей и его нагрева через нагретые конуса на всей траектории полета снаряда. The main disadvantage of this projectile is the lack of thermal protection of the head shell from aerodynamic heating and a stabilizing device from high-temperature gases flowing out of the nozzle block when the projectile moves along the guide and heats through the heated cone along the entire flight path of the projectile.
Таким образом, задачей известного технического решения (прототипа) являлось обеспечение защиты конусов (соплового блока) без обеспечения тепловой защиты головной части и стабилизирующего устройства. Thus, the objective of the known technical solution (prototype) was to protect the cones (nozzle block) without providing thermal protection for the head part and the stabilizing device.
Общими признаками с предлагаемым авторами реактивным снарядом является наличие головной части оживальной формы со взрывателем, твердотопливного ракетного двигателя с камерой сгорания и сопловым блоком в виде цилиндрического обтекателя со смонтированными на нем складывающимися лопастями. Common features with the rocket projection proposed by the authors are the presence of a lively-shaped warhead with a fuse, a solid-fuel rocket engine with a combustion chamber and a nozzle block in the form of a cylindrical cowl with folding vanes mounted on it.
В отличие от прототипа в предлагаемом авторами реактивном снаряде в начале оживала головной части выполнен кольцевой уступ с кромкой, образованной пересечением торцевой плоскости и поверхности оживала, расстояние от кромки кольцевого уступа до торца взрывателя 0,15-0,25 длины головной части, отношение диаметра по кромке кольцевого уступа к диаметру торца взрывателя составляет 3-4,5, а между цилиндрическим обтекателем и конусами образована охлаждающая полость, при этом в зоне крепления стабилизирующего устройства на цилиндрическом обтекателе выполнены сквозные отверстия, суммарная площадь которых составляет 2-3 площади максимального поперечного сечения охлаждающей полости; на выходном конусе образован цилиндрический бурт, диаметр и ширина которого составляют 0,92-0,94 и 0,094-0,103 калибра снаряда соответственно, а на наружной поверхности бурта выполнена одна или несколько кольцевых проточек. Unlike the prototype, the rocket proposed by the authors at the beginning of the head revived made an annular ledge with an edge formed by the intersection of the end plane and the surface came to life, the distance from the edge of the annular ledge to the fuse face 0.15-0.25 of the length of the head part, the diameter ratio the edge of the annular ledge to the diameter of the end of the fuse is 3-4.5, and between the cylindrical fairing and the cones a cooling cavity is formed, while in the zone of attachment of the stabilizing device to the cylindrical fairing le through holes, the total area of which amounts to maximum 2.3 square cross section of the cooling cavity; a cylindrical collar is formed on the output cone, the diameter and width of which are 0.92-0.94 and 0.094-0.103 projectile caliber, respectively, and one or more annular grooves are made on the outer surface of the collar.
Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков предложенного технического решения и достигаемым техническим результатом. It is this that allows us to conclude that there is a causal relationship between the set of essential features of the proposed 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 создание реактивного снаряда с обеспечением тепловой защиты головной части от аэродинамического нагрева путем формирования ламинарного потока ее обтекания, от нагрева задних кромок лопастей стабилизирующего устройства под воздействием высокотемпературных газов, истекающих из соплового блока, при движении снаряда по трубчатой направляющей, а также от нагрева стабилизирующего устройства через поверхность соплового блока на всей траектории полета снаряда и тем самым повышение эффективности боевого применения боеприпаса. The objective of the invention is the creation of a rocket providing thermal protection of the head part from aerodynamic heating by forming a laminar flow around it, from heating the trailing edges of the blades of the stabilizing device under the influence of high-temperature gases flowing out of the nozzle block, when the projectile moves along the tubular guide, and also from heating the stabilizing device through the surface of the nozzle block along the entire path of the projectile and thereby increasing the efficiency and combat use of ammunition.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между деталями заявляемого реактивного снаряда позволяют, в частности, за счет:
- выполнения в начале оживала головной части кольцевого уступа с кромкой, образованной пересечением торцевой плоскости и поверхности оживала, расстояния от кромки кольцевого уступа до торца взрывателя, равного 0,15-0,25 длины головной части, отношения диаметра по кромке кольцевого уступа к диаметру торца взрывателя, равного 3-4,5, существенно снизить температуру головной части от аэродинамического нагрева и тем самым значительно повысить эффективность реактивного снаряда.A new set of structural elements, as well as the presence of connections between the details of the claimed missile allow, in particular, due to:
- execution at the beginning came to life of the head of the annular ledge with the edge formed by the intersection of the end plane and the surface came to life, the distance from the edge of the annular ledge to the fuse end, equal to 0.15-0.25 of the length of the head, the ratio of the diameter along the edge of the annular ledge to the diameter of the end face fuse, equal to 3-4.5, to significantly reduce the temperature of the warhead from aerodynamic heating and thereby significantly increase the efficiency of the rocket.
Такое техническое решение продиктовано тем, что не существует оптимальной формы для головной части, одинаково пригодной для дозвуковых и сверхзвуковых режимов обтекания, поэтому для снарядов РСЗО применяют наивыгоднейшую из форм головных частей, соответствующих сверхзвуковой скорости - оживальную форму, т.к. реактивный снаряд большую часть траектории проходит со сверхзвуковой скоростью. Такая форма головной части обуславливает снижение аэродинамического сопротивления, что повышает скорость и сокращает время полета реактивного снаряда. Such a technical solution is dictated by the fact that there is no optimal shape for the warhead that is equally suitable for subsonic and supersonic flow regimes, therefore, for the MLRS shells, the most advantageous warhead shape corresponding to supersonic speed is used — the lively form, because missile most of the trajectory passes at a supersonic speed. This form of the head causes a decrease in aerodynamic drag, which increases speed and reduces the flight time of a rocket.
При переходе снаряда с дозвукового режима на сверхзвуковой режим обтекания (когда начинается аэродинамический нагрев корпуса головной части) кромка, выполненная в начале оживала, в сочетании с линией перехода оживала в цилиндр, перераспределяет давление по профилю головной части. When a projectile transitions from a subsonic mode to a supersonic flow regime (when aerodynamic heating of the head body begins), the edge made at the beginning comes to life, in combination with the transition line comes to life in the cylinder, redistributes the pressure along the profile of the head.
Резкое падение давления у кромки оживала приводит к тому, что пограничный слой из турбулентного становится ламинарным. В месте перехода оживала в цилиндрический участок, который обычно осуществляется либо по касательной, либо под некоторым углом α ≠ 0 , пограничный слой остается ламинарным, что значительно снижает температуру стенки корпуса головной части;
- выполнения охлаждающей полости, образованной между цилиндрическим обтекателем и конусами, а в зоне крепления лопастей стабилизирующего устройства на цилиндрическом обтекателе сквозных отверстий суммарной площадью, равной 2-3 площадям максимального поперечного сечения охлаждающей полости, позволяет существенно снизить нагрев и, следовательно, температурную деформацию лопастей стабилизирующего устройства, а также отказаться от использования дорогостоящих теплозащитных материалов для защиты внутренней поверхности конусов от высокотемпературных газов, образующихся при горении заряда.A sharp drop in pressure at the edge came to life leads to the fact that the boundary layer of turbulent becomes laminar. At the transition point, it came to life in a cylindrical section, which is usually carried out either tangentially or at a certain angle α ≠ 0, the boundary layer remains laminar, which significantly reduces the temperature of the wall of the head part body;
- execution of the cooling cavity formed between the cylindrical fairing and the cones, and in the zone of fastening of the blades of the stabilizing device on the cylindrical fairing of the through holes with a total area equal to 2-3 areas of the maximum cross section of the cooling cavity, it can significantly reduce heating and, therefore, the temperature deformation of the stabilizing blades devices, as well as refuse to use expensive heat-shielding materials to protect the inner surface of the cones from high temperature gases generated by the combustion of a charge.
Из теории известно (см. Юдаев Б.И., Теплопередача., Москва, Высшая школа, 1973 г., Дракин И.И. Аэродинамический и лучистый нагрев в полете. Государственное научно-техническое издательство Оборонгиз, Москва, 1961 г.), что температура поверхности стенок корпуса конусов, соприкасающихся с высокотемпературным газом при горении заряда, определяется уравнением
где TС.К. - температура поверхности стенки конусов, соприкасающихся с истекающими газами;
q - удельный тепловой поток;
δ - толщина стенки конусов;
αB - коэффициент теплоотдачи от стенки конусов к охлаждающему воздуху;
λ - коэффициент теплопроводности материала конусов.From theory it is known (see Yudaev B.I., Heat Transfer., Moscow, Higher School, 1973, Drakin I.I. Aerodynamic and radiant heating in flight. State Scientific and Technical Publishing House Oborongiz, Moscow, 1961), that the surface temperature of the walls of the body of the cones in contact with the high-temperature gas during charge burning is determined by the equation
where T S.K. - the surface temperature of the wall of the cones in contact with the outgoing gases;
q is the specific heat flux;
δ is the wall thickness of the cones;
α B is the heat transfer coefficient from the wall of the cones to the cooling air;
λ is the coefficient of thermal conductivity of the material of the cones.
Здесь величина δ/λ по своему физическому смыслу является тепловым сопротивлением стенки конусов (чем толще стенка и чем хуже проводит тепло ее материал, тем больше тепловое сопротивление). Here, the quantity δ / λ in its physical meaning is the thermal resistance of the wall of cones (the thicker the wall and the worse its material conducts heat, the greater the thermal resistance).
Из анализа следует, что снижение TС.К. может быть достигнуто двумя путями:
- уменьшением теплового сопротивления конуса δ/λ;
- увеличением скорости циркуляции набегающего потока воздуха и соответствующим увеличением αB.From the analysis it follows that a decrease in T S.K. can be achieved in two ways:
- a decrease in the thermal resistance of the cone δ / λ;
- an increase in the speed of circulation of the oncoming air flow and a corresponding increase in α B.
Из первого пути следует, что толщина δ должна быть возможно меньше, а коэффициент теплопроводности материала стенки конусов возможно большим. From the first way it follows that the thickness δ should be as small as possible, and the coefficient of thermal conductivity of the material of the wall cones as large as possible.
Однако материалы с хорошей теплопроводностью, как правило, имеют низкую жаропрочность и, с учетом специфики работы двигателей твердого ракетного топлива реактивных снарядов (высокое давление в камере сгорания и скорость истечения высокотемпературных газов, большой массовый расход газа, а следовательно, высокий коэффициент теплоотдачи от газа к стенке), их применение практически исключено. However, materials with good thermal conductivity, as a rule, have low heat resistance and, taking into account the specifics of the operation of solid rocket propellant rocket engines (high pressure in the combustion chamber and the velocity of the outflow of high temperature gases, high mass gas flow rate, and therefore, high heat transfer coefficient from gas to wall), their use is practically excluded.
Предлагаемое техническое решение основано на уменьшении температуры теплонапряженной зоны (конусов) вторым путем, причем оптимальное соотношение между суммарной площадью сквозных отверстий на цилиндрическом обтекателе и максимальной площадью поперечного сечения охлаждающей полости, образованной между цилиндрическим обтекателем и конусами, обеспечивает защиту лопастей стабилизирующего устройства от нагрева и температурных деформаций;
- выполнения на выходном конусе цилиндрического бурта, диаметр и ширина которого составляют 0,92-0,94 и 0,094-0,103 калибра снаряда соответственно, а на наружной поверхности бурта одной или нескольких кольцевых проточек позволяет защитить задние кромки лопастей стабилизирующего устройства от высокотемпературных газов, истекающих из соплового блока, при движении реактивного снаряда по трубчатой направляющей и исключить их деформации от температурного напряжения.The proposed technical solution is based on reducing the temperature of the heat-stressed zone (cones) in the second way, and the optimal ratio between the total area of through holes on the cylindrical fairing and the maximum cross-sectional area of the cooling cavity formed between the cylindrical fairing and the cones protects the blades of the stabilizing device from heating and temperature deformations;
- execution on the output cone of a cylindrical collar, the diameter and width of which is 0.92-0.94 and 0.094-0.103 caliber projectiles, respectively, and on the outer surface of the collar of one or more annular grooves allows you to protect the trailing edges of the blades of the stabilizing device from high-temperature gases flowing out from the nozzle block, when the rocket moves along the tubular guide and exclude their deformation from temperature stress.
Сущность изобретения заключается в том, что реактивный снаряд, запускаемый из трубчатой направляющей, содержащий головную часть оживальной формы со взрывателем, твердотопливный ракетный двигатель с камерой сгорания и сопловым блоком в виде цилиндрического обтекателя со смонтированными на нем складывающимися лопастями, в отличие от прототипа, согласно изобретению, в начале оживала головной части выполнен кольцевой уступ с кромкой, образованной пересечением торцевой плоскости и поверхности оживала, расстояние от кромки кольцевого уступа до торца взрывателя 0,15-0,25 длины головной части, отношение диаметра по кромке кольцевого уступа к диаметру торца взрывателя составляет 3-4,5, а между цилиндрическим обтекателем и конусами образована охлаждающая полость, при этом в зоне крепления стабилизирующего устройства на цилиндрическом обтекателе выполнены сквозные отверстия, суммарная площадь которых составляет 2-3 площади максимального поперечного сечения охлаждающей полости, на выходном конусе образован цилиндрический бурт, диаметр и ширина которого составляют 0,92-0,94 и 0,094-0,103 калибра снаряда соответственно, а на наружной поверхности бурта выполнены одна или несколько кольцевых проточек. The essence of the invention lies in the fact that a rocket launched from a tubular guide containing a live part with a fuse, a solid rocket engine with a combustion chamber and a nozzle block in the form of a cylindrical cowl with folding blades mounted on it, in contrast to the prototype according to the invention , at the beginning of the head revived, an annular ledge was made with an edge formed by the intersection of the end plane and the surface came to life, the distance from the edge of the annular lip up to the end of the fuse 0.15-0.25 of the length of the head part, the ratio of the diameter along the edge of the annular ledge to the diameter of the end of the fuse is 3-4.5, and a cooling cavity is formed between the cylindrical cowl and the cones, while in the area of the stabilizing device through holes are made in the cylindrical cowl, the total area of which is 2-3 squares of the maximum cross section of the cooling cavity, a cylindrical shoulder is formed on the outlet cone, the diameter and width of which are 0.92-0.94 and 0.094-0.103 the caliber of the projectile, respectively, and on the outer surface of the shoulder one or more annular grooves are made.
Сущность изобретения поясняется фиг. 1-4, где на фиг. 1 изображен общий вид реактивного снаряда, на фиг. 2 - головная часть, на фиг. 3 - ракетный двигатель твердого топлива со стабилизирующим устройством, а на фиг. 4 - сечение по А-А. The invention is illustrated in FIG. 1-4, where in FIG. 1 shows a general view of a missile, in FIG. 2 - the head part, in FIG. 3 - rocket engine of solid fuel with a stabilizing device, and in FIG. 4 - section along aa.
Предлагаемый реактивный снаряд содержит взрыватель 1, головную часть оживальной формы 2, двигатель твердого ракетного топлива 3 и стабилизирующее устройство 4. На головной части оживальной формы 2 в начале оживала выполнен кольцевой уступ 5 с кромкой "а". Двигатель твердого ракетного топлива 3 включает в себя камеру 6, заряд твердого топлива 7, сопловой блок 8, состоящий из входного 9 и выходного 10 конусов. Стабилизирующее устройство 4 включает цилиндрический обтекатель 11 со смонтированными на нем складывающимися лопастями 12, а между цилиндрическим обтекателем 11 и конусами 9 и 10 образована охлаждающая полость "б". На цилиндрическом обтекателе 11 выполнены сквозные отверстия "в", на выходном конусе 10 образован цилиндрический бурт "г", на наружной поверхности которого выполнены одна или несколько кольцевых проточек "д". The proposed missile contains a fuse 1, the head part of the vivial form 2, a solid rocket fuel engine 3 and a stabilizing device 4. On the head part of the vivacious form 2 an
Функционирование снаряда осуществляется следующим образом. При движении снаряда по трубчатой направляющей истекающие из соплового блока 8 высокотемпературные газы, встречаясь со стенкой направляющей, создают скачки уплотнения, в результате чего часть газового потока поворачивает в сторону движения реактивного снаряда и со сверхзвуковой скоростью движется в направлении снаряда. Однако при встрече с цилиндрическим буртом "г", на наружной поверхности которого одна или несколько цилиндрических проточек "д", при выполнении указанных соотношений диаметра и ширины бурта "г", происходит запирание газового потока, движущегося в сторону движения реактивного снаряда, что предотвращает нагрев лопастей 12 (особенно задних кромок) стабилизирующего устройства 4. После выхода реактивного снаряда из трубчатой направляющей складывающиеся лопасти 12 раскрываются и открывают сквозные отверстия "в" на цилиндрическом обтекателе 11. С этого момента начинает работать охлаждающая полость "б". The functioning of the projectile is as follows. When the projectile moves along the tubular guide, the high-temperature gases flowing out of the nozzle block 8, when meeting the guide wall, create shock waves, as a result of which part of the gas flow rotates in the direction of motion of the projectile and moves at the supersonic speed in the direction of the projectile. However, when meeting with a cylindrical collar "g", on the outer surface of which one or more cylindrical grooves "d", when the indicated ratios of the diameter and width of the collar "g" are fulfilled, the gas flow is blocked, moving in the direction of movement of the projectile, which prevents heating the blades 12 (especially the trailing edges) of the stabilizing device 4. After the missile leaves the tubular guide, the
Суть работы охлаждающей полости "б" заключается в том, что набегающий поток воздуха, имеющий низкую температуру (примерно минус 40-50oC), через сквозные отверстия "в", выполненные в цилиндрическом обтекателе 11 и расположенные у передних кромок лопастей 12, поступает в охлаждающую полость "б", обтекает наружную поверхность конусов 9 и 10 соплового блока 8 и вытекает из сквозных отверстий "в", выполненных в цилиндрическом обтекателе 11 и расположенных у задних кромок лопастей 12 и тем самым охлаждает конуса 9 и 10, а следовательно, исключает нагрев лопастей 12 стабилизирующего устройства 4 на всей траектории полета реактивного снаряда.The essence of the work of the cooling cavity "b" is that an incident air stream having a low temperature (approximately minus 40-50 o C) through the through holes "c" made in the
Одновременно с охлаждающей полостью "б" начинает работать кольцевой уступ 5 с кромкой "а" головной части 2. При выполнении кольцевого уступа 5 с кромкой "а" с указанными соотношениями на кромке "а" формируется ламинарный пограничный слой обтекания головной части 2, что значительно снижает нагрев головной части 2 по сравнению с турбулентным обтеканием. Simultaneously with the cooling cavity “b”, an
Предлагаемый реактивный снаряд за счет выполнения в начале оживала головной части 2 кольцевого уступа 5 с кромкой "а", образованной пересечением торцевой полости и поверхности оживала с расстоянием от кромки "а" кольцевого уступа 5 до торца взрывателя 1 - 0,15-0,25 длины головной части 2, отношением диаметра по кромке "а" кольцевого уступа 5 к диаметру торца взрывателя 1 - 3-4,5, образования охлаждающей полости "б" между цилиндрическим обтекателем 11 и конусами 9 и 10, выполнения в зоне крепления стабилизирующего устройства 4 на цилиндрическом обтекателе 11 сквозных отверстий "в", суммарной площадью, равной 2-3 площади максимального поперечного сечения охлаждающей полости "б", образования на выходном конусе 10 бурта "г" с диаметром и шириной, равными 0,92-0,94 и 0,092-0,103 калибра снаряда, а на наружной поверхности бурта "г" одной или нескольких кольцевых проточек, позволяет значительно снизить температуру корпуса головной части 2 и лопастей 12 стабилизирующего устройства 4, что повышает эффективность головной части 2 у цели и тем самым повышается эффективность боевого применения реактивного снаряда. The proposed missile due to the implementation at the beginning came to life of the head part 2 of the annular ledge 5 with the edge "a", formed by the intersection of the end cavity and the surface came to life with a distance from the edge "a" of the annular ledge 5 to the end of the fuse 1 - 0.15-0.25 the length of the head part 2, the ratio of the diameter along the edge “a” of the annular ledge 5 to the diameter of the end face of the fuse 1 is 3-4.5, the formation of a cooling cavity “b” between the cylindrical fairing 11 and the cones 9 and 10, the stabilizing device 4 being carried out in the fastening zone on a cylindrical fairing 11 through holes "c", with a total area equal to 2-3 squares of the maximum cross section of the cooling cavity "b", the formation on the output cone of 10 collar "g" with a diameter and width equal to 0.92-0.94 and 0,092-0,103 caliber of the projectile, and on the outer surface of the shoulder "g" of one or more annular grooves, it can significantly reduce the temperature of the body of the head part 2 and the blades 12 of the stabilizing device 4, which increases the efficiency of the head part 2 at the target and thereby increases the efficiency of the combat use of a rocket.
На предприятии разработана техническая документация и изготовлены опытные образцы реактивных снарядов, которые прошли летно-конструкторские испытания с положительным результатом. The enterprise has developed technical documentation and made prototypes of rockets that passed flight design tests with a positive result.
Испытания подтвердили, что реактивный снаряд надежно функционирует на всей траектории полета снаряда и эффективность его боевого применения повысилась на 15-18%. Tests have confirmed that the rocket works reliably throughout the entire flight path of the projectile and the effectiveness of its combat use increased by 15-18%.
Разработана конструкторская документация, проведены Государственные испытания, намечено серийное производство. Design documentation was developed, state tests were conducted, and mass production was scheduled.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2000120298A RU2176068C1 (en) | 2000-07-28 | 2000-07-28 | Jet projectile launched from launching tube |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2000120298A RU2176068C1 (en) | 2000-07-28 | 2000-07-28 | Jet projectile launched from launching tube |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2176068C1 true RU2176068C1 (en) | 2001-11-20 |
Family
ID=20238605
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2000120298A RU2176068C1 (en) | 2000-07-28 | 2000-07-28 | Jet projectile launched from launching tube |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2176068C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2737041C1 (en) * | 2020-06-09 | 2020-11-24 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Unfolding aerodynamic device for stabilization of objects launched from transport launching tube |
| RU2737040C1 (en) * | 2020-06-09 | 2020-11-24 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Method of stabilizing objects launched from a transport launching tube |
-
2000
- 2000-07-28 RU RU2000120298A patent/RU2176068C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Боевая машина 9П138. Техническое описание и инструкция по эксплуатации. - М.: Воениздат, 1986, ч.3, кн.1, с.4-14, реактивный снаряд. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2737041C1 (en) * | 2020-06-09 | 2020-11-24 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Unfolding aerodynamic device for stabilization of objects launched from transport launching tube |
| RU2737040C1 (en) * | 2020-06-09 | 2020-11-24 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Method of stabilizing objects launched from a transport launching tube |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4539911A (en) | Projectile | |
| US2946261A (en) | Peripheral nozzle spinner rocket | |
| US3345948A (en) | Projectile | |
| JPH0886245A (en) | Scram jet test missile adapted so as to be discharged from gun | |
| RU2176068C1 (en) | Jet projectile launched from launching tube | |
| GB1571010A (en) | Supersonic projectiles | |
| CN101113882B (en) | Bomb body structure capable of reducing shock wave drag of bomb body and method thereof | |
| US8434394B1 (en) | Apparatus for adapting a rocket-assisted projectile for launch from a smooth bore tube | |
| RU2585211C1 (en) | Missile with air-jet engine | |
| RU2308670C1 (en) | Hypersonic guided missile | |
| US5544586A (en) | Solid fuel ramjet tubular projectile | |
| RU2682418C1 (en) | Missile with air-jet engine | |
| RU2674407C1 (en) | Direct-flow rocket projectile | |
| US11655055B2 (en) | System and method for aerodynamic drag reduction in airborne systems and vehicles | |
| RU2580376C2 (en) | Cruise missile, in particular-anti-ship missile (versions) | |
| RU2798116C1 (en) | Missile part of a rotating rocket projectile launched from a smoothbore tubular guide | |
| US3390850A (en) | Fin for inducing spin in rotating rockets | |
| RU2522687C2 (en) | Method for creation of additional reactive jet and lowering wave impedance for movable, for instance launched, body in form of missile with predominantly ogival or sharp-pointed nose and missile-shaped body with predominantly ogival or sharp-pointed nose | |
| RU2685002C2 (en) | Missile with air-jet engine | |
| RU2398125C1 (en) | Bodyless engine (versions) and method of its fabrication | |
| Krishnan et al. | Design and control of solid-fuel ramjet for pseudovacuum trajectories | |
| RU2343396C2 (en) | Supersonic rocket missile | |
| RU2795731C1 (en) | Rotating rocket projectile launched from a tubular guide | |
| RU2751311C1 (en) | Method for increasing the flight range of active-reactive projectile and active-reactive projectile with monoblock combined engine unit (versions) | |
| RU2642692C2 (en) | Supersonic projectile |