RU2176378C1 - Jet projectile - Google Patents
Jet projectile Download PDFInfo
- Publication number
- RU2176378C1 RU2176378C1 RU2000117169A RU2000117169A RU2176378C1 RU 2176378 C1 RU2176378 C1 RU 2176378C1 RU 2000117169 A RU2000117169 A RU 2000117169A RU 2000117169 A RU2000117169 A RU 2000117169A RU 2176378 C1 RU2176378 C1 RU 2176378C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- coating
- projectile
- heat
- insulating coating
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Laminated Bodies (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетной техники, преимущественно к гиперзвуковым малогабаритным управляемым реактивным снарядам. The invention relates to the field of rocketry, mainly to hypersonic small-sized guided missiles.
Известно [1] , что вся поверхность многоразового орбитального корабля "Буран" покрыта теплозащитными плитками, изготовленными из материала на основе кварцевого волокна, а наиболее нагруженные участки - передние кромки крыла, киля и носок фюзеляжа - плитками из композиционного материала на основе углерода, защищающими поверхность корабля от аэродинамического нагрева во время прохождения через атмосферу. It is known [1] that the entire surface of the Buran reusable orbiter is covered with heat-shielding tiles made of quartz-fiber based material, and the most loaded areas are the leading edges of the wing, keel and fuselage sock — tiles made of carbon-based composite material that protect the surface ship from aerodynamic heating while passing through the atmosphere.
Подобное решение, обеспечивающее надежную защиту несущих элементов конструкции от нагрева, а также позволяющее снизить посадочную скорость за счет увеличенного сопротивления трения воздушного потока о поверхность, неприемлемо для малогабаритных реактивных снарядов, используемых в условиях земной атмосферы на малых высотах (до 5 - 10 км), так как помимо повышенного сопротивления трения, снижающего скорость снаряда при полете, клеевое соединение теплозащитных плиток с корпусом увеличивает пассивную массу конструкции, что также снижает скорость снаряда. Кроме того, под воздействием деформаций корпуса возможно отслоение плиток с защищаемых поверхностей, что недопустимо. Such a solution, which provides reliable protection of the structural elements from heating, and also allows to reduce the landing speed due to the increased friction resistance of the air flow to the surface, is unacceptable for small-sized rockets used in the atmosphere of the earth at low altitudes (up to 5-10 km), since in addition to increased friction resistance, which reduces the speed of the projectile during flight, the adhesive connection of heat-protective tiles to the body increases the passive mass of the structure, which also reduces orost projectile. In addition, under the influence of body deformations, it is possible to peel tiles from protected surfaces, which is unacceptable.
Известен также реактивный снаряд "Пэтриот" [2] с ракетным двигателем на твердом топливе (РДТТ), обеспечивающим разгон снаряда до скорости М = 5 - 6 за ~12 с. Время полета на максимальную дальность до 60 км составляет ~50 с. Исходя из соображений термозащиты вся внешняя поверхность снаряда покрыта специальным аблирующим материалом, который, испаряясь при высоких температурах, охлаждает находящиеся под ним поверхности, оживальный обтекатель, закрывающий антенну системы самонаведения, изготовлен из керамического сплава, а носовая часть покрыта кобальтовым сплавом. The Patriot missile shell [2] with a solid propellant rocket engine (solid propellant rocket engine) that accelerates the projectile to a speed of M = 5–6 in ~ 12 s is also known. The flight time for a maximum range of up to 60 km is ~ 50 s. Based on thermal protection considerations, the entire external surface of the projectile is coated with a special ablating material, which, evaporating at high temperatures, cools the surfaces below it, the animated fairing covering the homing antenna is made of ceramic alloy, and the nose is coated with cobalt alloy.
Подобная конструкция, эффективная для снарядов большой дальности с большим временем полета, в которых используется самонаведение или радиокомандная система управления, мало приемлема для малогабаритных гиперзвуковых управляемых реактивных снарядов малой дальности с малым временем полета и системами теленаведения, работающими в оптическом диапазоне. Это объясняется тем, что при разгоне снаряда до заданной максимальной скорости поверхность защитного покрытия достигает температуры плавления и испарения, при которой абляционная защита наиболее эффективна не сразу, а примерно к моменту окончания работы двигателя. До момента начала плавления и испарения покрытие скалывается, расщепляется и расслаивается из-за возникающих в нем термических напряжений. Это приводит к возникновению оптических помех, которые возрастают после начала испарения защитного материала с поверхности. Such a design, effective for long-range projectiles with a long flight time, in which homing or a radio command control system is used, is not acceptable for small-sized hypersonic guided short-range missiles with a short flight time and television guidance systems operating in the optical range. This is due to the fact that when the projectile is accelerated to a predetermined maximum speed, the surface of the protective coating reaches the melting and evaporation temperature, at which the ablation protection is most effective not immediately, but approximately by the time the engine is finished. Before the start of melting and evaporation, the coating breaks off, splits, and delaminates due to thermal stresses arising in it. This leads to optical interference, which increases after the start of evaporation of the protective material from the surface.
Шероховатость наружной поверхности снаряда по сравнению с исходной также возрастает, что приводит к росту потерь на трение при обтекании внешней поверхности снаряда, снижению максимальной скорости снаряда, дальности и, как следствие, к увеличению времени полета до цели, что в большинстве случаев недопустимо. The roughness of the outer surface of the projectile compared to the original also increases, which leads to an increase in friction losses when flowing around the outer surface of the projectile, a decrease in the maximum velocity of the projectile, range and, as a result, an increase in flight time to the target, which in most cases is unacceptable.
Наиболее близким аналогом - прототипом изобретения является реактивный снаряд [3] , содержащий отделяемый двигатель из композиционного материала цилиндрической формы с коническо-оживальной частью, маршевую ступень с носовым обтекателем, задняя часть которой размещена в теплоизолированном частично утопленном в двигатель стакане, который расположен в диаметральном уширении порохового заряда. The closest analogue to the prototype of the invention is a rocket projectile [3], containing a detachable engine made of a cylindrical composite material with a conical-animated part, a marching step with a nose fairing, the rear of which is placed in a glass insulated partially recessed into the engine, which is located in diametrical broadening powder charge.
Благодаря тому, что при разгоне часть маршевой ступени утоплена в двигателе, а двигатель после прекращения работы отделяется, снаряд имеет малую поверхность, что снижает сопротивление трения при разгоне, и до скоростей М = 3 - 4 композитный корпус двигателя не требует дополнительной защиты. Однако, наружная поверхность двигателя, выполненного из композиционного материала, имеет большую начальную шероховатость. При разгоне снаряда до скорости М = 5 - 7 происходит термоэрозионный унос связующего из композитной стенки двигателя, что приводит к увеличению шероховатости его наружной поверхности, к росту сопротивления трения при обтекании внешней поверхности двигателя и к снижению максимальной скорости снаряда. При этом нити наполнителя композитной стенки двигателя, не защищенные связующим, вследствие нагрева теряют прочность, что приводит к их разрыву и, как следствие, к недопустимому снижению прочности стенки камеры двигателя. Кроме того, в месте заглубления маршевой ступени в двигатель толщина топлива заряда значительно меньше, чем на остальной его длине. Это приводит к вскрытию внутренней поверхности камеры практически в начале работы двигателя и ее интенсивному нагреву продуктами сгорания, что в совокупности с аэродинамическим нагревом приводит к недопустимой потере прочности двигателя на этом участке задолго до момента достижения заданной скорости. Due to the fact that during acceleration a part of the marching stage is recessed in the engine, and the engine is separated after cessation of operation, the projectile has a small surface, which reduces friction resistance during acceleration, and up to speeds M = 3-4, the composite engine casing does not require additional protection. However, the outer surface of the engine made of composite material has a large initial roughness. When the projectile is accelerated to a speed of M = 5 - 7, the binder is thermally eroded away from the composite wall of the engine, which leads to an increase in the roughness of its outer surface, to an increase in friction resistance when flowing around the outer surface of the engine, and to a decrease in the maximum velocity of the projectile. In this case, filler threads of the composite wall of the engine, not protected by a binder, lose strength due to heating, which leads to their rupture and, as a result, to an unacceptable decrease in the strength of the wall of the engine chamber. In addition, at the place where the sustainer stage is deepened into the engine, the thickness of the charge fuel is much less than the rest of its length. This leads to the opening of the inner surface of the chamber almost at the beginning of the engine and its intensive heating by combustion products, which, together with aerodynamic heating, leads to an unacceptable loss of engine strength in this area long before the specified speed is reached.
Задачей изобретения является повышение надежности реактивного снаряда за счет исключения аэродинамического нагрева силовой оболочки (наполнитель + связующее) двигателя и повышение максимальной скорости снаряда. Это достигается тем, что в реактивном снаряде, содержащем отделяемый двигатель из композиционного материала цилиндрической формы с коническо-оживальной частью, маршевую ступень с носовым обтекателем, задняя часть которой размещена в теплоизолированном частично утопленном в двигатель стакане, который расположен в диаметральном уширении порохового заряда, угол наклона образующей конического участка двигателя к продольной оси снаряда не более угла наклона образующей носового обтекателя маршевой ступени, причем наружная поверхность двигателя выполнена с полуэластичным теплоизоляционным покрытием на основе связующего и мелкодисперсного полимерного наполнителя, поверхность которого эквидистантна поверхности двигателя, при этом на длине вдвижения маршевой ступени в двигатель толщина теплоизоляционного покрытия превышает толщину покрытия на других участках двигателя, а поверхность покрытия на всей длине нанесения имеет шероховатость в пределах Rz 10 - 40. В качестве наполнителя теплоизоляционного покрытия используют фторопласт. The objective of the invention is to increase the reliability of a rocket by eliminating the aerodynamic heating of the power shell (filler + binder) of the engine and increasing the maximum velocity of the projectile. This is achieved by the fact that in a rocket containing a detachable engine made of a cylindrical composite material with a conical-animated part, a marching step with a nose fairing, the rear of which is placed in a glass insulated partially recessed into the engine, which is located in the diametrical broadening of the powder charge, angle the inclination of the generatrix of the conical section of the engine to the longitudinal axis of the projectile is not more than the angle of inclination of the generatrix of the nose cone of the march stage, and the outer surface the needle is made with a semi-elastic heat-insulating coating based on a binder and finely dispersed polymer filler, the surface of which is equidistant to the engine surface, while the thickness of the heat-insulating coating exceeds the thickness of the coating in other parts of the engine on the length of the march step into the engine, and the coating surface has a roughness of
Сущность изобретения заключается в том, что полуэластичное теплоизоляционное покрытие на основе связующего (жаростойкого клея или компаунда) и мелкодисперсного полимерного наполнителя сохраняет свою целостность (не растрескивается) при температурных и рабочих деформациях двигателя, предотвращает термоэрозионный унос связующего из композитной стенки двигателя и, благодаря минимальной шероховатости, неизменной в процессе разгона снаряда до скорости М = 5 - 7, предотвращает нагрев стенки и потерю двигателем прочности. Толщина покрытия выбирается из условия обеспечения под ним к концу работы двигателя температуры, меньшей температуры начала разупрочнения конструкционных материалов силовой оболочки (наполнитель + связующее) двигателя. Соотношение компонентов подбирается из условия получения эластичного покрытия и возможности его последующей механической обработки. Размер частиц наполнителя выбирается равным заданной шероховатости наружной поверхности покрытия, чтобы в случае нерасчетного возрастания теплового потока и возникновении уноса шероховатость наружной поверхности покрытия оставалась неизменной. The essence of the invention lies in the fact that a semi-elastic heat-insulating coating based on a binder (heat-resistant adhesive or compound) and a finely dispersed polymer filler retains its integrity (does not crack) under thermal and working deformations of the engine, prevents the thermo-erosion of the binder from the composite wall of the engine and, thanks to the minimum roughness , unchanged during acceleration of the projectile to a speed of M = 5 - 7, prevents wall heating and loss of strength by the engine. The coating thickness is selected from the condition of ensuring under it by the end of the engine’s operation a temperature lower than the temperature of the onset of softening of the structural materials of the power shell (filler + binder) of the engine. The ratio of the components is selected from the conditions for obtaining an elastic coating and the possibility of its subsequent machining. The particle size of the filler is chosen equal to a given roughness of the outer surface of the coating, so that in case of an unaccounted increase in heat flux and occurrence of entrainment, the roughness of the outer surface of the coating remains unchanged.
На фиг. 1, 2 представлена предлагаемая конструкция реактивного снаряда, где:
1 - маршевая ступень;
2 - носовой обтекатель маршевой ступени;
3 - отделяемый двигатель из композиционного материала;
4 - диаметральное уширение порохового заряда;
5 - задняя часть маршевой ступени в теплоизолированном стакане;
6 - конический начальный участок двигателя;
7 - полуэластичное теплоизоляционное покрытие;
L - длина вдвижения маршевой ступени в двигатель;
α1 - угол наклона образующей носового обтекателя маршевой ступени;
α- угол наклона образующей конического участка двигателя к продольной оси снаряда;
δ- толщина полуэластичного теплоизоляционного покрытия на длине вдвижения маршевой ступени в двигатель;
δ1- толщина полуэластичного теплоизоляционного покрытия на всей длине нанесения.In FIG. 1, 2 presents the proposed design of a missile, where:
1 - march stage;
2 - nose fairing of the march stage;
3 - detachable engine made of composite material;
4 - diametrical broadening of the powder charge;
5 - the back of the march stage in a thermally insulated glass;
6 - conical initial section of the engine;
7 - semi-elastic insulating coating;
L is the length of the march step into the engine;
α 1 - the angle of inclination of the generatrix of the nose fairing of the march stage;
α is the angle of inclination of the generatrix of the conical section of the engine to the longitudinal axis of the projectile;
δ is the thickness of the semi-elastic heat-insulating coating on the length of the marching stage into the engine;
δ 1 - the thickness of the semi-elastic insulating coating over the entire length of the application.
На фиг. 3, 4 представлены графики зависимости от времени шероховатости наружной поверхности двигателя без покрытия и с покрытием, а также графики зависимости увеличения коэффициента теплоотдачи и снижения скорости снаряда от шероховатости наружной поверхности отделяемого двигателя из композиционного материала. In FIG. Figures 3 and 4 show graphs of the time dependence of the roughness of the outer surface of the engine without coating and with a coating, as well as graphs of the dependence of the increase in the heat transfer coefficient and the decrease in the projectile velocity on the roughness of the outer surface of the engine being separated from the composite material.
Покрытие (соотношение компонентов ~ 2:3-2 части жаростойкого клея или компаунда, 3 части наполнителя) наносится на наружную поверхность двигателя, проходит полимеризацию, зачищается и шлифуется по заданному внешнему контуру. The coating (ratio of components ~ 2: 3-2 parts of heat-resistant adhesive or compound, 3 parts of the filler) is applied to the outer surface of the engine, undergoes polymerization, is cleaned and ground according to a given external contour.
Источники информации
1. Моделист-Конструктор, N 11, 1990 г., стр. 34-38 - аналог.Sources of information
1. Modeller-Designer, N 11, 1990, pp. 34-38 - analogue.
2. Моделист-Конструктор, N 7, 1993 г., стр. 25-26 - аналог. 2. Modeller-Designer, N 7, 1993, pp. 25-26 - analogue.
3. Патент RU N 2133444 от 20.07.1999 г. - прототип. 3. Patent RU N 2133444 from 07.20.1999, the prototype.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2000117169A RU2176378C1 (en) | 2000-06-27 | 2000-06-27 | Jet projectile |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2000117169A RU2176378C1 (en) | 2000-06-27 | 2000-06-27 | Jet projectile |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2176378C1 true RU2176378C1 (en) | 2001-11-27 |
Family
ID=20237078
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2000117169A RU2176378C1 (en) | 2000-06-27 | 2000-06-27 | Jet projectile |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2176378C1 (en) |
-
2000
- 2000-06-27 RU RU2000117169A patent/RU2176378C1/en active
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6548794B2 (en) | Dissolvable thrust vector control vane | |
| US7082878B2 (en) | Missile with multiple nosecones | |
| AU2002244289A1 (en) | Dissolvable thrust vector control vane | |
| US4712465A (en) | Dual purpose gun barrel for spin stabilized or fin stabilized projectiles and gun launched rockets | |
| US3167016A (en) | Rocket propelled missile | |
| US4936219A (en) | Fin protection device | |
| US11709041B2 (en) | Low-observable projectile | |
| US5804759A (en) | Hunting bullet having a telescoping flechette and comprising a sub-projectile connected to a launcher | |
| US20240175666A1 (en) | Maneuvering aeromechanicaly stable sabot system | |
| US5078336A (en) | Spin-stabilized missile with plug nozzle | |
| US4901646A (en) | Fin-stabilized subcaliber projectile | |
| US3561362A (en) | Free punch with attached power plant | |
| RU2176378C1 (en) | Jet projectile | |
| US5363766A (en) | Remjet powered, armor piercing, high explosive projectile | |
| US4754707A (en) | Projectile | |
| US4170875A (en) | Caseless rocket design | |
| JP2013530367A (en) | Guided weapon protected by aerodynamic warhead crown | |
| Dahl et al. | Demonstration of solid propellant pulse motor technologies | |
| US20230012398A1 (en) | Propulsionless hypersonic dual role munition | |
| RU2222771C1 (en) | Rocket | |
| EP0484958A2 (en) | Protective coating for projectile fins | |
| US3547031A (en) | Rocket means for driving a free punch | |
| RU2331041C1 (en) | Method of antitank guided missile launch and antitank guided missile | |
| RU2237856C2 (en) | Armour-piercing jet projectile | |
| RU2130581C1 (en) | Artillery shell |