RU2212556C1 - Rocket solid-propellant charge - Google Patents
Rocket solid-propellant chargeInfo
- Publication number
- RU2212556C1 RU2212556C1 RU2002116323A RU2002116323A RU2212556C1 RU 2212556 C1 RU2212556 C1 RU 2212556C1 RU 2002116323 A RU2002116323 A RU 2002116323A RU 2002116323 A RU2002116323 A RU 2002116323A RU 2212556 C1 RU2212556 C1 RU 2212556C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- charge
- diameter
- conical
- channel
- face
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к зарядам ракетного твердого топлива двигателей управляемых реактивных снарядов с гиперзвуковыми скоростями полета, и может найти применение в дальнобойных противотанковых управляемых ракетах (ПТУР) и зенитных управляемых ракетах (ЗУР) ближнего радиуса действия. The invention relates to the field of rocket technology, in particular to solid rocket charges of guided missile engines with hypersonic flight speeds, and can find application in long-range anti-tank guided missiles (ATGMs) and short-range anti-aircraft guided missiles (SAM).
Основным направлением повышения энергетических характеристик двигателей гиперзвуковых ракет является применение зарядов с максимально возможным коэффициентом объемного заполнения камеры сгорания, работоспособных в условиях быстро нарастающих осевых перегрузок при малом времени работы двигателя и позволяющих производить запуск ракет с легких боевых машин, находящихся в движении. The main direction of increasing the energy characteristics of hypersonic rocket engines is the use of charges with the highest possible volumetric coefficient of the combustion chamber, operable in conditions of rapidly increasing axial overloads with a short engine operating time and allowing rockets to be launched from light combat vehicles in motion.
Известен заряд для двигателей реактивных систем залпового огня (РСЗО), описанный в патенте RU 2145674, 7 F 02 К 9/18 (опубл. 20.02.2000 г., бюл. 5), принятый авторами за прототип. Он содержит корпус, защитно-крепящий слой, головной полузаряд со звездообразным каналом, хвостовой полузаряд с цилиндрическим каналом, диаметр которого меньше наружного диаметра лучей головного полузаряда, и торцевые манжеты. Known charge for engines of multiple launch rocket systems (MLRS), described in patent RU 2145674, 7 F 02 K 9/18 (publ. 02.20.2000, bull. 5), adopted by the authors for the prototype. It contains a housing, a protective-fixing layer, a head half charge with a star-shaped channel, a tail half charge with a cylindrical channel, the diameter of which is less than the outer diameter of the rays of the head half-charge, and end cuffs.
Задачей данного изобретения являлось повышение объемного заполнения камеры сгорания при сохранении значений разбросов выходных характеристик и критериев надежности в заданном диапазоне применения. The objective of the invention was to increase the volumetric filling of the combustion chamber while maintaining the values of the scatter of the output characteristics and reliability criteria in a given application range.
Заряд, принятый за аналог, работоспособен в условиях значительных осевых перегрузок, возникающих в полете, за счет разделения на два полузаряда и повышения тем самым прочности в зоне скрепления топлива с защитно-крепящим слоем и корпусом, а также на поверхности канала. Сохранение заданных значений разбросов выходных характеристик достигается за счет того, что догорание остатков головного полузаряда происходит при высоком давлении, которое обеспечивается увеличивающейся поверхностью канала хвостового полузаряда, относительная толщина свода которого больше относительной толщины свода головного полузаряда. The charge, taken as an analogue, is operable under conditions of significant axial overloads arising in flight due to separation into two half-charges and thereby increasing strength in the area of fuel bonding with a protective-fixing layer and the body, as well as on the channel surface. The preservation of the specified values of the scatter of the output characteristics is achieved due to the fact that the afterburning of the remnants of the head semi-charge occurs at high pressure, which is provided by the increasing surface of the channel of the tail half-charge, the relative thickness of the arch of which is greater than the relative thickness of the arch of the head half-charge.
Однако заряд подобной конструкции имеет развитую начальную поверхность горения, образуемую поверхностями звездообразного и цилиндрического полузарядов, а также наружной поверхностью консольного участка хвостового полузаряда. Это приводит к тому, что при зажжении заряда двигатель развивает значительный уровень тяги, что допустимо для неуправляемых снарядов РСЗО, но неприемлемо для малогабаритных гиперзвуковых ПТУР и ЗУР с оптико-электронной лучевой командной системой управления, запускаемых с легких боевых машин. При запуске таких ракет продукты сгорания заряда, истекая из двигателя и создавая высокую тягу, воздействуют на боевую машину с чрезмерными нагрузками, недопустимыми в первую очередь для оптико-электронных приборов управления, антенн, радиолокаторов и соседних транспортно-пусковых контейнеров, установленных на машине. При этом обстрел целей несколькими ракетами одновременно становится невозможен, что снижает эффективность всего комплекса. Указанные обстоятельства делают невозможным применение подобных зарядов в двигателях малогабаритных гиперзвуковых ПТУР и ЗУР с оптико-электронной лучевой командной системой управления, запускаемых с легких боевых машин. However, a charge of a similar design has a developed initial combustion surface formed by the surfaces of star-shaped and cylindrical half-charges, as well as the outer surface of the cantilever portion of the tail half-charge. This leads to the fact that when the charge is ignited, the engine develops a significant level of traction, which is acceptable for unguided MLRS shells, but unacceptable for small-sized hypersonic ATGMs and SAMs with an optoelectronic beam command system launched from light combat vehicles. When such missiles are launched, the products of charge combustion, flowing out of the engine and creating high traction, affect the combat vehicle with excessive loads, which are unacceptable primarily for optoelectronic control devices, antennas, radars, and neighboring transport and launch containers installed on the machine. At the same time, firing targets with multiple missiles at the same time becomes impossible, which reduces the effectiveness of the entire complex. These circumstances make it impossible to use such charges in engines of small-sized hypersonic ATGM and SAM systems with an optoelectronic beam command command system launched from light combat vehicles.
Наиболее близким к заявляемому изобретению является заряд смесевого твердого топлива стартовых ускорителей ракеты-носителя "Титан-3С", принятый авторами за прототип. Он содержит корпус с защитно-крепящим слоем и пять центральных секций с бронированными передними торцами и коническим каналом (А. А. Шишков. Газодинамика пороховых ракетных двигателей. - М.: Машиностроение, 1974, с. 62). Заряд, принятый за прототип, обеспечивает максимально возможный коэффициент объемного заполнения камеры сгорания и обеспечивает работоспособность двигателя ракеты-носителя при высоких осевых перегрузках, возникающих в процессе полета, за счет разделения на секции и выполнения канала секций коническим. Так как температурный диапазон применения заряда в составе двигателя ракеты-носителя ограничен, то обеспечиваются приемлемые разбросы выходных характеристик двигателя. Closest to the claimed invention is the charge of mixed solid fuel of the starting boosters of the Titan-3C launch vehicle, adopted by the authors as a prototype. It contains a housing with a protective-fixing layer and five central sections with armored front ends and a conical channel (A. A. Shishkov. Gasdynamics of powder rocket engines. - M .: Mashinostroenie, 1974, p. 62). The charge adopted as a prototype provides the maximum possible coefficient of volumetric filling of the combustion chamber and ensures the efficiency of the carrier rocket engine at high axial overloads arising during the flight, due to the separation into sections and the channel channel sections conical. Since the temperature range of the use of charge in the engine of the launch vehicle is limited, acceptable dispersions of the output characteristics of the engine are provided.
Однако, при применении заряда в широком температурном диапазоне эксплуатации, ввиду различия толщины горящего свода секций и перепада давления по длине такого заряда значительная массовая доля остатков догорает при пониженном давлении. Это приводит к недопустимым для отделяемых стартовых двигателей гиперзвуковых ПТУР и ЗУР разбросам выходных параметров в широком температурном диапазоне эксплуатации. Наличие открытых торцов секций обеспечивает постоянство поверхности горения в процессе работы двигателя, но при этом начальная поверхность горения и стартовый уровень тяги двигателя значительно возрастают, что также недопустимо для двигателей гиперзвуковых ПТУР и ЗУР с оптико-электронной лучевой командной системой управления. Наличие значительного перепада давления между зазорами и по радиусу зазора при применении заряда в широком температурном диапазоне эксплуатации может привести к возникновению значительных отрывных напряжений в зоне скрепления топлива с защитно-крепящим слоем и отрыву топлива секции от корпуса с последующим разрушением двигателя вследствие нерасчетного увеличения давления. Кроме того, изготовление такого заряда возможно только в разборных многосекционных корпусах камеры сгорания. Применение секционной конструкции камеры сгорания в отделяемых РДТТ малогабаритных гиперзвуковых ПТУР и ЗУР нецелесообразно из-за увеличения пассивной массы конструкции, что приводит к недопустимому снижению средней скорости полета и увеличению полетного времени на заданную дальность. В цельномотанных корпусах типа "кокон" большого удлинения (L/D ≥ 4 ÷ 5) с диаметром горловин корпуса, меньшим внутреннего диаметра камеры сгорания, изготовление такого заряда технологически невозможно. However, when using a charge in a wide temperature range of operation, due to the difference in the thickness of the burning set of sections and the pressure drop along the length of such a charge, a significant mass fraction of residues burns out under reduced pressure. This leads to unacceptable for separated starter engines hypersonic ATGM and missiles dispersion of output parameters in a wide temperature range of operation. The presence of the open ends of the sections ensures the constancy of the combustion surface during engine operation, but at the same time, the initial combustion surface and the starting level of engine thrust increase significantly, which is also unacceptable for hypersonic ATGM and SAM systems with an optoelectronic beam command control system. The presence of a significant pressure drop between the gaps and the gap radius when using a charge in a wide temperature range of operation can lead to significant peaking stresses in the fuel bonding zone with a protective-fixing layer and the fuel separates from the housing with subsequent destruction of the engine due to an unaccounted pressure increase. In addition, the manufacture of such a charge is possible only in collapsible multi-sectional cases of the combustion chamber. The use of the sectional design of the combustion chamber in detachable solid-propellant rocket engines of small-sized hypersonic ATGMs and SAMs is impractical due to an increase in the passive mass of the structure, which leads to an unacceptable decrease in the average flight speed and an increase in flight time for a given range. In whole-walled cocoon-type housings of large elongation (L / D ≥ 4 ÷ 5) with a neck diameter smaller than the internal diameter of the combustion chamber, the manufacture of such a charge is technologically impossible.
Таким образом, задачей предлагаемого изобретения является обеспечение при запуске снаряда допустимого уровня силового воздействия на пусковую установку при заданной точности встреливания в поле зрения оптико-электронной лучевой командной системы управления и последующий разгон снаряда до гиперзвуковой скорости при использовании заряда твердого топлива с максимально допустимым коэффициентом объемного заполнения камеры сгорания, работоспособного в условиях быстро нарастающих осевых перегрузок при допустимых разбросах выходных характеристик в широком температурном диапазоне применения. Thus, the objective of the invention is to ensure at launch a permissible level of force on the launcher at a given accuracy of shooting into the field of view of the optoelectronic beam command control system and subsequent acceleration of the projectile to hypersonic speed when using a charge of solid fuel with the maximum allowable volumetric filling factor combustion chamber, operable in the conditions of rapidly increasing axial overloads with permissible scatter of output x teristics in a wide temperature range of application.
Поставленная задача достигается тем, что в заряде ракетного твердого топлива с корпусом, защитно-крепящим слоем, торцевыми манжетами и коническим каналом, в отличие от прототипа, корпус выполнен коническим, с увеличивающимся к заднему торцу диаметром, с цилиндрическим участком у заднего торца, канал заряда выполнен с цилиндроконическим поднутрением у переднего торца длиной 0,2 ÷ 0,3 длины заряда, заканчивающимся цилиндрической горловиной с диаметром 0,20 ÷ 0,30 максимального наружного диаметра заряда, с толщиной горящего свода в районе горловины 0,3 ÷ 0,5 максимального наружного диаметра заряда и углами между образующими 172 ÷ 174o, с цилиндрическим участком у торца, обращенного к соплу, угол между образующей которого и конической образующей канала составляет 176 ÷ 178o, с диаметром, большим диаметра канала у переднего торца и составляющим 0,4 ÷ 0,5 максимального наружного диаметра заряда, с толщиной горящего свода у торца, обращенного к соплу, большей толщины горящего свода у переднего торца, при этом передняя манжета выполнена радиусной и прочно скреплена с корпусом, задняя манжета выполнена конической, с углом наклона образующей к продольной оси заряда 60 ÷ 75o и до диаметра 0,60 ÷ 0,75 диаметра цилиндрического участка не скреплена с корпусом, а защитно-крепящий слой в месте скрепления задней манжеты с корпусом имеет увеличенную толщину, которая уменьшается в направлении переднего торца.This object is achieved in that in the charge of rocket solid fuel with a body, a protective-fixing layer, end cuffs and a conical channel, in contrast to the prototype, the body is made conical, with a diameter increasing towards the rear end, with a cylindrical section at the rear end, the charge channel made with a cylinder-conical undercut at the front end with a length of 0.2–0.3 of the charge length, ending with a cylindrical neck with a diameter of 0.20–0.30 of the maximum outer diameter of the charge, with the thickness of the burning dome in the throat region other 0.3 ÷ 0.5 of the maximum outer diameter of the charge and the angles between the generators 172 ÷ 174 o , with a cylindrical section at the end facing the nozzle, the angle between the generatrix of which and the conical generatrix of the channel is 176 ÷ 178 o , with a diameter larger than the diameter channel at the front end and components of 0.4 ÷ 0.5 of the maximum outer diameter of the charge, with the thickness of the burning vault at the end facing the nozzle, the greater the thickness of the burning vault at the front end, while the front cuff is made radial and firmly bonded to the body, the back cuff ying conical with an angle of inclination of the generatrix to the longitudinal axis 60 of the charge o ÷ 75 and to a diameter of 0.60 ÷ 0.75 cylindrical portion diameter are not bonded to the housing and secures the protective layer in place of bonding the rear cuff to the housing has an increased thickness which decreases towards the front end.
Совокупность конструктивных элементов, их взаимное расположение и наличие оптимальных соотношений их геометрических размеров позволяет:
- обеспечить значение коэффициента объемного заполнения камеры сгорания двигателя не менее 85% при обеспечении работоспособности заряда в условиях быстро нарастающих осевых перегрузок в широком диапазоне температур эксплуатации за счет:
1) выполнения передней манжеты радиусной, прочно скрепленной с корпусом и исключения тем самым возможности возникновения отрывных напряжений у переднего торца заряда при действии полетной перегрузки. При этом предотвращается затекание под переднюю манжету продуктов сгорания топлива с высоким давлением, создающих дополнительное отрывное осевое усилие на заряд при наличии значительного перепада давления по длине заряда;
2) выполнения корпуса коническим с увеличивающимся к заднему торцу диаметром - компенсировать усилия, вызванные осевой полетной перегрузкой и перепадом давления по длине заряда за счет того, что обеспечивается увеличение проходного сечения канала заряда и тем самым снижается осевой перепад давления, а также за счет осевой составляющей силы, возникающей на конической поверхности канала заряда и направленной к переднему торцу. Выполнение заряда с большей конусностью корпуса при заданном калибре двигателя приведет к увеличению по длине заряда разносводности и увеличению за счет этого разбросов выходных характеристик;
3) выполнения задней манжеты конической, с углом наклона образующей к продольной оси заряда 60 ÷ 75o и до диаметра 0,60 ÷ 0,75 диаметра цилиндрического участка не скрепленной с корпусом, позволяющей наряду с компенсацией температурных компонентов напряженно-деформированного состояния организовать дополнительную поверхность, не нагруженную осевой силой от перепада давления и компенсирующую усилие от осевых перегрузок при действии на нее давления продуктов сгорания топлива. Уменьшение угла наклона образующей манжеты к продольной оси заряда приводит к уменьшению коэффициента объемного заполнения камеры сгорания двигателя, увеличение указанного угла приводит к увеличению поверхности горения заряда и давления в двигателе в конце работы, что ведет, в свою очередь, к недопустимому ухудшению выходных внутрибаллистических характеристик.The combination of structural elements, their relative position and the presence of optimal ratios of their geometric dimensions allows you to:
- to ensure the value of the coefficient of volumetric filling of the combustion chamber of the engine of at least 85% while ensuring the operability of the charge in the conditions of rapidly increasing axial overloads in a wide range of operating temperatures due to:
1) the implementation of the front cuff radius, firmly bonded to the body and thereby eliminating the possibility of peaking stresses at the front end of the charge under the action of flight overload. This prevents leakage of high-pressure fuel combustion products under the front cuff, creating an additional detached axial force on the charge in the presence of a significant pressure drop along the length of the charge;
2) make the case conical with a diameter increasing towards the rear end — to compensate for the forces caused by axial flight overload and pressure drop along the charge length due to the increase in the passage section of the charge channel and thereby the axial pressure drop is reduced, as well as due to the axial component force arising on the conical surface of the charge channel and directed to the front end. Performing a charge with a greater taper of the body for a given caliber of the engine will lead to an increase in the diversity of charge along the length of the charge and, due to this, an increase in the dispersion of output characteristics;
3) the execution of the rear cuff conical, with an angle of inclination of the generatrix to the longitudinal axis of the charge of 60 ÷ 75 o and up to a diameter of 0.60 ÷ 0.75 of the diameter of the cylindrical section not fastened to the housing, which allows along with the compensation of temperature components of the stress-strain state to organize an additional surface not loaded by axial force from the pressure drop and compensating for the force from axial overloads when the pressure of the combustion products of the fuel is applied to it. A decrease in the angle of inclination of the generatrix of the cuff to the longitudinal axis of the charge leads to a decrease in the coefficient of volumetric filling of the combustion chamber of the engine, an increase in this angle leads to an increase in the combustion surface of the charge and pressure in the engine at the end of operation, which, in turn, leads to an unacceptable deterioration in output ballistic characteristics.
Компенсация отрывных усилий, вызванных осевой полетной перегрузкой, за счет конструктивного исполнения корпуса заряда и торцевых манжет позволяет обеспечить целостность канала заряда при суммарном воздействии внутреннего давления и температурных деформаций в широком диапазоне температур применения, выполнить канал заряда с горловиной, имеющей диаметр 0,20 ÷ 0,30 максимального наружного диаметра заряда с относительным сводом в районе горловины 0,3 ÷ 0,5, обеспечив тем самым высокий коэффициента объемного заполнения камеры сгорания двигателя;
- обеспечить допустимый уровень силового воздействия на пусковую установку при заданной точности встреливания в поле зрения оптико-электронной лучевой командной системы управления и последующий разгон снаряда до гиперзвуковой скорости при допустимых разбросах выходных характеристик двигателя в широком температурном диапазоне применения за счет выполнения канала заряда с цилиндроконическим поднутрением у переднего торца длиной 0,2 ÷ 0,3 длины заряда, заканчивающегося цилиндрической горловиной с диаметром 0,20 ÷ 0,30 максимального наружного диаметра заряда, с толщиной горящего свода в районе горловины 0,3 ÷ 0,4 максимального наружного диаметра заряда и углами между образующими 172 ÷ 174o, с цилиндрическим участком у торца, обращенного к соплу, угол между образующей которого и конической образующей канала составляет 176 ÷ 178o, с диаметром, большим диаметра канала у переднего торца и составляющим 0,4 ÷ 0,5 максимального наружного диаметра заряда, с толщиной горящего свода у торца, обращенного к соплу, большей толщины горящего свода у переднего торца. Выполнение канала заряда с указанным соотношением геометрических размеров позволяет получить прогрессивный характер изменения поверхности горения до половины величины горящего свода и практически постоянную поверхность горения на оставшемся своде. При этом начальная поверхность, позволяющая получить требуемый ограниченный начальный уровень тяги и постоянство поверхности горения после выгорания половины горящего свода, обеспечивается за счет цилиндроконического поднутрения у переднего торца заряда. При меньшей длине поднутрения начальная поверхность уменьшается, поверхность в процессе горения заряда постоянно возрастает до полного выгорания свода, что приводит к увеличению максимального давления в конце горения заряда. При большей длине поднутрения поверхность горения обеспечивает уровень тяги, недопустимый для пусковой установки, а конечная поверхность горения уменьшается, что приводит к нежелательному увеличению времени горения заряда и увеличению разбросов выходных характеристик. Углы между образующими цилиндрических и конических участков заряда после выгорания топлива в районе поднутрения обеспечивают практически постоянную поверхность горения. Благодаря увеличенной толщине горящего свода у заднего торца обеспечивается одновременность сгорания топлива по длине заряда, так как скорость горения топлива по длине канала возрастает в направлении заднего торца вследствие эрозионного горения. Выравнивание параметров потока перед входом в сопло, позволяющее уменьшить разбросы выходных характеристик, обеспечивается цилиндрическим участком у заднего торца заряда. Диаметр канала на цилиндрическом участке выбирается из условия обеспечения высокого коэффициента объемного заполнения камеры сгорания двигателя и приемлемых газодинамических параметров потока в канале заряда. Увеличение диаметра канала ведет к уменьшению коэффициента объемного заполнения камеры сгорания и росту начальной тяги, уменьшение - к уменьшению стартовой тяги и невстреливанию снаряда на заданной дальности с заданной скоростью в поле зрения системы управления. Защитно-крепящий слой увеличенной толщины в районе заднего торца обеспечивает защиту корпуса от продуктов сгорания топлива, так как толщина свода заряда в этом месте минимальная, а скорость потока - максимальная, а также обеспечивает уменьшение длины образующей поверхности горения в конце работы заряда, что позволяет получить приемлемые разбросы выходных характеристик.Compensation of the tear-off forces caused by axial flight overload due to the design of the charge housing and end cuffs allows ensuring the integrity of the charge channel under the combined effect of internal pressure and temperature deformations in a wide range of application temperatures, to perform a charge channel with a neck having a diameter of 0.20 ÷ 0 , 30 of the maximum outer diameter of the charge with a relative arch in the neck region of 0.3 ÷ 0.5, thereby ensuring a high volumetric coefficient of the combustion chamber of the engine A;
- to provide an acceptable level of power impact on the launcher at a given accuracy of shooting into the field of view of the optoelectronic beam command control system and subsequent acceleration of the projectile to hypersonic speed with allowable variations in the output characteristics of the engine in a wide temperature range of application due to the implementation of the charge channel with cylindrical undercutting front end length 0.2 ÷ 0.3 length of the charge, ending with a cylindrical neck with a diameter of 0.20 ÷ 0.30 of the maximum outer the diameter of the charge, with a thickness of the burning dome in the neck region of 0.3 ÷ 0.4 of the maximum outer diameter of the charge and the angles between the generators 172 ÷ 174 o , with a cylindrical section at the end facing the nozzle, the angle between the generatrix of which and the conical generatrix of the channel is 176 ÷ 178 o , with a diameter larger than the diameter of the channel at the front end and constituting 0.4 ÷ 0.5 of the maximum outer diameter of the charge, with the thickness of the burning vault at the end facing the nozzle, greater than the thickness of the burning vault at the front end. The implementation of the charge channel with the specified ratio of geometric dimensions allows you to get the progressive nature of the change in the combustion surface to half the size of the burning arch and an almost constant combustion surface on the remaining arch. In this case, the initial surface, which allows to obtain the required limited initial level of traction and the constancy of the combustion surface after the burning of half of the burning arch, is provided by cylindrical undercut at the front end of the charge. With a shorter length of the undercut, the initial surface decreases, the surface in the process of burning the charge constantly increases until the roof is completely burned out, which leads to an increase in the maximum pressure at the end of the burning of the charge. With a longer undercut length, the combustion surface provides a thrust level that is unacceptable for the launcher, and the final combustion surface decreases, which leads to an undesirable increase in the burning time of the charge and an increase in the dispersion of output characteristics. The angles between the generatrices of the cylindrical and conical sections of the charge after burning fuel in the area of the undercut provide an almost constant combustion surface. Due to the increased thickness of the burning arch at the rear end, the fuel is simultaneously burned along the length of the charge, since the burning rate of the fuel along the length of the channel increases in the direction of the rear end due to erosive combustion. The alignment of the flow parameters before entering the nozzle, which allows to reduce the dispersion of the output characteristics, is provided by a cylindrical section at the rear end of the charge. The diameter of the channel in the cylindrical section is selected from the condition of ensuring a high coefficient of volumetric filling of the combustion chamber of the engine and acceptable gas-dynamic parameters of the flow in the charge channel. An increase in the diameter of the channel leads to a decrease in the coefficient of volumetric filling of the combustion chamber and an increase in the initial thrust, a decrease leads to a decrease in the starting thrust and non-firing of the projectile at a given range with a given speed in the field of view of the control system. A protective and fixing layer of increased thickness in the region of the rear end provides protection of the housing from fuel combustion products, since the thickness of the charge vault in this place is minimal, and the flow rate is maximum, and it also reduces the length of the combustion surface at the end of the charge, which allows to obtain acceptable variation in output characteristics.
Сущность изобретения поясняется чертежом (фиг.1), на котором представлена предлагаемая конструкция заряда, и графиками уровня тяги (поверхности горения заряда) и изменения поверхности горения по своду (фиг.2), обеспечивающего встреливание на заданной дистанции в поле управления со скоростью, обеспечивающей надежное функционирование системы управления. The invention is illustrated in the drawing (figure 1), which shows the proposed design of the charge, and graphs of the thrust level (combustion surface of the charge) and the change in the combustion surface along the arch (figure 2), which provides shooting at a given distance in the control field at a speed that ensures reliable operation of the control system.
Предлагаемый заряд включает корпус цилиндроконической формы 1, защитно-крепящий слой 2, переднюю радиусную манжету 3, прочно скрепленную с корпусом, заднюю коническую манжету 4, сопряженную радиусом с защитно-крепящим слоем увеличенной толщины, цилиндроконическое поднутрение 5 у переднего торца заряда, завершающееся цилиндрической горловиной, и конический канал 6. The proposed charge includes a cylinder-
Потребная поверхность горения является функцией допустимого уровня тяги и определяется как
где Rдоп - потребный допустимый уровень тяги, обеспечивающий встреливание снаряда на заданной дистанции в поле управления со скоростью, обеспечивающей надежное функционирование системы управления;
uт - скорость горения топлива;
ρт - плотность топлива;
J1 - единичный импульс топлива, применяемого в заряде.The required combustion surface is a function of the permissible draft level and is defined as
where R add - the required permissible level of traction, ensuring the firing of the projectile at a given distance in the control field at a speed that ensures reliable operation of the control system;
u t - fuel burning rate;
ρ t is the density of the fuel;
J 1 - a single impulse of fuel used in the charge.
Зависимость уровня тяги от требуемой дальности начала управления и скорости начала управления, позволяющая определить потребную поверхность горения, и допустимый диапазон изменения поверхности горения по своду представлены на фиг.2. The dependence of the thrust level on the required range of the start of control and the speed of the start of control, which allows to determine the required combustion surface, and the permissible range of variation of the combustion surface in the arch are shown in Fig.2.
Функционирование предложенного заряда происходит следующим образом. После зажжения горение осуществляется по внутренней поверхности цилиндроконического поднутрения 5 и конического канала 6 с цилиндрическим участком у заднего торца. При этом до момента выхода фронта горения цилиндрического участка на коническую поверхность корпуса поверхность горения возрастает по закону, обеспечивающему требуемое изменение тяги. После выгорания цилиндрического участка поднутрения при работе заряда обеспечивается практически постоянная поверхность горения за счет углов между образующими цилиндрических и конических участков заряда и конической формы задней манжеты 4 и защитно-крепящего слоя увеличенной толщины. The functioning of the proposed charge is as follows. After ignition, combustion is carried out along the inner surface of the cylinder-conical undercut 5 and the conical channel 6 with a cylindrical section at the rear end. In this case, until the combustion front of the cylindrical section exits onto the conical surface of the housing, the combustion surface increases according to the law, providing the required change in thrust. After the cylindrical section of the undercut is burned out during charge operation, an almost constant combustion surface is provided due to the angles between the generatrices of the cylindrical and conical sections of the charge and the conical shape of the back cuff 4 and the protective-fixing layer of increased thickness.
Предложенное выполнение заряда позволяет осуществлять запуск ЗУР с легких пусковых установок, обеспечивает высокую точностью встреливания в поле зрения системы управления и последующий разгон снаряда до гиперзвуковых скоростей при высоких значениях коэффициента объемного заполнения. При этом обеспечивается работоспособность заряда с высоким значением коэффициента объемного заполнения в условиях быстро нарастающих осевых перегрузок в широком температурном диапазоне применения. The proposed implementation of the charge allows you to launch missiles with light launchers, provides high accuracy shooting in the field of view of the control system and subsequent acceleration of the projectile to hypersonic speeds at high values of the volumetric filling coefficient. This ensures the efficiency of the charge with a high value of the coefficient of volumetric filling under rapidly growing axial loads in a wide temperature range of application.
Полученный положительный эффект подтвержден в ходе стендовых испытаний зарядов, выполненных в соответствии с предлагаемым изобретением, а также при проведении летных испытаний ракет с предлагаемым зарядом. The obtained positive effect was confirmed during bench tests of charges made in accordance with the invention, as well as during flight tests of missiles with the proposed charge.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002116323A RU2212556C1 (en) | 2002-06-17 | 2002-06-17 | Rocket solid-propellant charge |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002116323A RU2212556C1 (en) | 2002-06-17 | 2002-06-17 | Rocket solid-propellant charge |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2212556C1 true RU2212556C1 (en) | 2003-09-20 |
Family
ID=29777779
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2002116323A RU2212556C1 (en) | 2002-06-17 | 2002-06-17 | Rocket solid-propellant charge |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2212556C1 (en) |
-
2002
- 2002-06-17 RU RU2002116323A patent/RU2212556C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| ШИШКОВ А.А. Газодинамика пороховых ракетных двигателей. - М.: Машиностроение, 1974, с.62. * |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9823053B1 (en) | Solid-fuel ramjet ammunition | |
| US4712465A (en) | Dual purpose gun barrel for spin stabilized or fin stabilized projectiles and gun launched rockets | |
| US3349708A (en) | Rocket projectile | |
| US4539911A (en) | Projectile | |
| EP1390685A1 (en) | Barrel assembly with tubular projectiles for firearms | |
| KR101609507B1 (en) | Range Extension Form Ramjet Propelled Shell | |
| RU2686546C1 (en) | Armor piercing active-missile | |
| CN101113882A (en) | Bomb body structure capable of reducing shock wave drag of bomb body and method thereof | |
| RU2212556C1 (en) | Rocket solid-propellant charge | |
| US5363766A (en) | Remjet powered, armor piercing, high explosive projectile | |
| RU2462686C2 (en) | Method of increase of range capability of projectile (versions) and device for its implementation | |
| EP0423197B1 (en) | Light anti-armor weapon | |
| EP1337750B1 (en) | Method and device for a multiple step rocket | |
| RU2777720C2 (en) | Bullet with reactive launched cartridge | |
| RU2808356C1 (en) | Guided rocket-assisted round with ramjet engine for artillery gun with rifled barrel | |
| RU2805438C1 (en) | Rocket launch block | |
| RU2230288C1 (en) | Separating jet projectile | |
| KR102269204B1 (en) | Projectile containing ramjet engine | |
| US11486682B2 (en) | Integrated propulsion and warhead system for an artillery round | |
| RU2117235C1 (en) | Pulse rocket projectile | |
| GB2394029A (en) | Drag reduction devices for projectiles and the like | |
| RU2225586C1 (en) | Cassette warhead | |
| US10690443B1 (en) | Rocket motor with combustion product deflector | |
| RU2358231C2 (en) | Method for launching guided projectile and guided projectile for its implementation | |
| RU2711208C1 (en) | Active-jet projectile with rocket-ramjet engine for guns with a rifled barrel |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200618 |