RU2235281C2 - Rocket missile - Google Patents
Rocket missile Download PDFInfo
- Publication number
- RU2235281C2 RU2235281C2 RU2002122181/02A RU2002122181A RU2235281C2 RU 2235281 C2 RU2235281 C2 RU 2235281C2 RU 2002122181/02 A RU2002122181/02 A RU 2002122181/02A RU 2002122181 A RU2002122181 A RU 2002122181A RU 2235281 C2 RU2235281 C2 RU 2235281C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- diameter
- charge
- sleeve
- glass
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Предложенное изобретение относится к области ракетной техники, в частности к управляемым реактивным снарядам с гиперзвуковыми скоростями полета, и может найти применение в дальнобойных противотанковых управляемых ракетах (ПТУР) и зенитных управляемых ракетах (ЗУР) ближнего радиуса действия.The proposed invention relates to the field of rocket technology, in particular to guided missiles with hypersonic flight speeds, and can find application in long-range anti-tank guided missiles (ATGMs) and short-range anti-aircraft guided missiles (SAM).
Повышение боевой эффективности ЗУР и ПТУР в настоящее время ведется не только за счет совершенствования систем управления, но и за счет увеличения их дальности стрельбы и скорости полета.Improving the combat effectiveness of SAM and ATGMs is currently being conducted not only by improving control systems, but also by increasing their firing range and flight speed.
Известна конструкция противотанковой ракеты кинетического действия (патент RU №2108537, МКИ F 42 B 12/06, 15/00, опубл. 10.04.98 г., бюл. №10), принятая авторами за аналог изобретения. Она содержит корпус, являющийся одновременно корпусом реактивного двигателя, заряд твердого топлива, бронебойный стержень и вспомогательные исполнительные устройства, размещенные внутри заряда твердого топлива по его оси и скрепленные непосредственно или через соединительный элемент с задним дном корпуса, стенками корпуса и зарядом твердого топлива, головку самонаведения и органы управления.Known design of anti-tank kinetic missiles (patent RU No. 2108537, MKI F 42 B 12/06, 15/00, publ. 10.04.98, bull. No. 10), adopted by the authors for an analogue of the invention. It contains a housing, which is also a jet engine housing, a solid fuel charge, an armor-piercing rod and auxiliary actuators located inside the solid fuel charge along its axis and fastened directly or through a connecting element to the rear bottom of the housing, the walls of the housing and the solid fuel charge, and a homing head and governing bodies.
Данная конструкция обеспечивает равномерное распределение нагрузки по длине корпуса и снижает эффективность действия элементов динамической или активной защиты танков на боевой элемент. Однако исполнение ракеты по монокалиберной схеме с неотделяемым стартовым двигателем, с боевым элементом, размещенным внутри двигателя, и головкой самонаведения, расположенной в головной части ракеты, не позволяет реализовать большие дальности стрельбы (свыше 3-5 км), так как для поддержания скорости ракеты, обеспечивающей пробитие лобовой брони танка (≈ 1600-2000 м/с) на максимальной дальности (≈ 15-20 км), необходим маршевый двигатель, компенсирующий аэродинамическую силу лобового сопротивления и работающий в течение всего времени полета ракеты на максимальную дальность, а это приведет к увеличению стартовой массы ракеты, следовательно, к необходимости увеличения габаритов и массы стартового двигателя за счет увеличения массы стартового заряда. Все вместе это приведет к уменьшению возимого боекомплекта и снижению боевой эффективности комплекса.This design provides uniform load distribution along the length of the hull and reduces the effectiveness of the elements of the dynamic or active protection of tanks on the combat element. However, the execution of the rocket according to the monocaliber scheme with an inseparable starting engine, with a combat element located inside the engine, and a homing head located in the head of the rocket does not allow to realize long firing ranges (over 3-5 km), since to maintain the speed of the rocket, providing penetration of the frontal armor of the tank (≈ 1600-2000 m / s) at maximum range (≈ 15-20 km), a marching engine is required that compensates for the aerodynamic force of the drag and works throughout the flight you at maximum range, but this would increase the weight of the starting missile therefore necessary to increase the size and weight of the starting of the engine by increasing the mass of the starting charge. Together, this will lead to a decrease in the ammunition load and a reduction in the combat effectiveness of the complex.
Размещение в корпусе двигателя бронебойного стержня и элементов его крепления с теплозащитными покрытиями не позволяет добиться высокой степени заполнения камеры двигателя топливом, что также ведет к необходимости увеличения габаритов двигателя, которые, как правило, всегда ограничены.Placing an armor-piercing rod and its fastening elements with heat-protective coatings in the engine housing does not allow to achieve a high degree of filling the engine chamber with fuel, which also leads to the need to increase the size of the engine, which, as a rule, is always limited.
Применение головок самонаведения (ГСН) при стрельбе на большие дальности при гиперзвуковых скоростях полета может быть также малоэффективно, так как с ростом дальности полета необходимо увеличивать массу ГСН, кроме того, увеличивается подверженность ГСН различным помехам, в частности, возникающим вследствие аэродинамического нагрева головного обтекателя. Рост стартовой перегрузки при увеличении скорости ведет к росту шумов в ГСН и ее уводам, вызываемым дисбалансом рамок гироскопов. Указанные явления ведут, в свою очередь, к увеличению отклонения снаряда на начальном участке траектории, для устранения которого требуется дополнительное время, что увеличивает полное полетное время и снижает скорострельность комплекса.The use of homing heads (GOS) when firing at long ranges at hypersonic flight speeds can also be ineffective, since with increasing flight range it is necessary to increase the mass of the GOS, in addition, the susceptibility of the GOS to various interferences, in particular due to aerodynamic heating of the head fairing, increases. An increase in the starting overload with an increase in speed leads to an increase in noise in the GOS and its withdrawals caused by the imbalance of the gyroscope frames. These phenomena lead, in turn, to an increase in the deviation of the projectile in the initial portion of the trajectory, the elimination of which requires additional time, which increases the total flight time and reduces the rate of fire of the complex.
Общими признаками аналога с предлагаемым изобретением являются наличие ракетного двигателя с зарядом твердого топлива и боевого элемента с исполнительными устройствами, размещенного по оси ракеты внутри двигателя.Common features of the analogue of the invention are the presence of a rocket engine with a charge of solid fuel and a combat element with actuators placed along the axis of the rocket inside the engine.
В то же время для стрельбы на большие дальности широко могут использоваться реактивные снаряды, выполненные по бикалиберной схеме с отделяемым стартовым двигателем большого калибра (Dдв/dпн ≥ 2-3).At the same time, long-range firing can be widely used rockets made by the bicaliber design with a detachable large-caliber starting engine (D dv / d mon ≥ 2-3).
Поэтому наиболее близким аналогом, принятым авторами за прототип изобретения, является реактивный снаряд (патент RU №2133444, МКИ F 42 B 15/10, опубл. 20.07.99 г., бюл. №20), содержащий маршевую ступень с обтекателем и состыкованный с ней с помощью механизма разделения двигатель из композиционного материала с резьбовой втулкой в переднем полюсном отверстии, с корпусом двигателя цилиндрической формы с коническо-оживальной частью, с выполненным на наружной поверхности втулки кольцевым упором и хвостовиком и продольным пазом на внутренней поверхности. Наружная поверхность хвостовика втулки эквидистантна коническо-оживальной части корпуса двигателя, при этом во втулку установлен опирающийся кольцевым уступом тонкостенный металлический стакан, армированный с внешней стороны теплозащитным материалом, в дне которого установлено воспламенительное устройство, а на наружной поверхности - штифт, совмещенный с пазом втулки. Задняя часть маршевой ступени размещена в стакане и частично утоплена в двигателе, а в пороховом заряде на длину стакана выполнено диаметральное уширение, переходящее во внутренний канал заряда. Стакан закреплен на втулке накидной гайкой, закрытой снаружи термостойким пластмассовым конусом, сопрягающим своей наружной поверхностью оживальную часть двигателя и обтекателя, а между кольцевым упором и гайкой образован зазор, причем внутри передней части стакана выполнена трапециевидная кольцевая канавка, а на торце - радиальный паз.Therefore, the closest analogue adopted by the authors for the prototype of the invention is a missile (patent RU No. 2133444, MKI F 42 B 15/10, publ. 07/20/99, bull. No. 20) containing a marching stage with a cowl and docked with using the separation mechanism, an engine made of composite material with a threaded sleeve in the front pole hole, with a cylindrical-shaped motor housing with a conical-animated part, with an annular stop and a shank and a longitudinal groove on the inner surface made on the outer surface of the sleeve. The outer surface of the shank of the sleeve is equidistant to the conical-animated part of the engine body, while a thin-walled metal cup supported by an annular ledge is mounted in the sleeve, reinforced with heat-shield material from the outside, an igniter device is installed at the bottom, and a pin combined with the sleeve groove is installed on the outer surface. The rear part of the marching stage is placed in the glass and partially recessed in the engine, and in the powder charge, a diametrical broadening is performed for the length of the glass, passing into the internal channel of the charge. The glass is fixed on the sleeve with a union nut, closed on the outside with a heat-resistant plastic cone, matching the outer part of the engine and the cowl with its outer surface, and a gap is formed between the ring stop and the nut, and a trapezoidal annular groove is made inside the front of the glass and a radial groove at the end.
Конструкция прототипа позволяет вести стрельбу на большие дальности без использования дополнительного маршевого двигателя благодаря применению бикалиберной схемы снаряда с отделяемым двигателем, позволяет использовать командную систему управления, большая часть аппаратуры которой размещается на носителе, а бортовая аппаратура размещена в корме маршевой ступени, где она практически не подвергается воздействию аэродинамического нагрева. Конструкция прототипа позволяет обеспечивать высокую степень заполнения камеры двигателя благодаря размещению в ней лишь части маршевой ступени.The design of the prototype allows firing at long ranges without using an additional marching engine thanks to the use of a bicaliber design of a projectile with a detachable engine, allows you to use a command control system, most of which is located on the carrier, and on-board equipment is located in the rear of the marching stage, where it is practically not exposed aerodynamic heating. The design of the prototype allows you to provide a high degree of filling of the engine chamber due to the placement of only part of the marching stage.
Однако, как следует из представленных в патенте графических материалов, диаметральное уширение в заряде имеет цилиндрическую форму, что при заданном калибре маршевой ступени, диаметре переднего полюсного отверстия и глубине вдвижения маршевой ступени в двигатель свыше (1-2)· dMC, где dMC - диаметр маршевой ступени, может привести к значительному перепаду давления по длине зазора между поверхностью заряда и стакана, в котором размещается маршевая ступень. Вследствие перепада давления скорость потока в зазоре повышается, что приводит к увеличению скорости горения (в пределе - к эрозионному горению) и местному повышению давления в зазоре. При повышенных положительных температурах в зоне местного повышения давления, в зазоре вследствие деформации происходит локальное увеличение диаметра канала заряда. При этом за участком с увеличенным диаметром вверх и вниз по потоку следует сужение канала (в пределе - перекрытие зазора), что может привести к резкому нерасчетному повышению давления вследствие уменьшения расхода продуктов сгорания из образовавшегося объема и разрушению двигателя и снаряда. Увеличение скорости газового потока в зазоре с увеличением длины вдвижения маршевой ступени в двигатель приводит к необходимости увеличения толщины теплозащитного покрытия (ТЗП) стакана, что при заданном диаметре маршевой ступени dMC ведет к необходимости увеличения диаметра переднего полюсного отверстия во втулке, что, в свою очередь, ведет к увеличению диаметра конического участка двигателя и росту его массы, ухудшению аэродинамических характеристик снаряда и соответственно к уменьшению его максимальной скорости, что недопустимо. Кроме того, вследствие увеличения скорости горения топлива заряда в зазоре, вызванного увеличением скорости газового потока, топливо на этом участке сгорает быстрее и вследствие этого возрастает время воздействия продуктов сгорания на стенку камеры двигателя, а именно на фланец. Это может привести к снижению прочности стыка маршевой ступени с двигателем, что приведет к увеличению колебаний маршевой ступени относительно стыковочного узла и к моменту отделения двигателя возможно возникновение возмущений, недопустимых из условия надежного функционирования системы управления (выход снаряда из поля управления).However, as follows from the graphic materials presented in the patent, the diametrical broadening in the charge has a cylindrical shape, which for a given gauge of the marching step, the diameter of the front pole hole and the depth of movement of the marching step into the engine is over (1-2) · d MC , where d MC - the diameter of the march stage, can lead to a significant pressure drop along the length of the gap between the surface of the charge and the glass in which the march stage is located. Due to the pressure drop, the flow rate in the gap increases, which leads to an increase in the burning rate (in the limit, to erosive combustion) and a local increase in pressure in the gap. At elevated positive temperatures in the zone of local pressure increase, a local increase in the diameter of the charge channel occurs in the gap due to deformation. At the same time, a narrowing of the channel (in the limit, overlapping the gap) follows a section with an increased diameter up and downstream, which can lead to a sharp, non-calculated increase in pressure due to a decrease in the consumption of combustion products from the resulting volume and the destruction of the engine and projectile. An increase in the gas flow rate in the gap with an increase in the length of the marching stage into the engine necessitates an increase in the thickness of the heat-shielding coating (TZP) of the cup, which for a given diameter of the marching stage d MC leads to the need to increase the diameter of the front pole hole in the sleeve, which, in turn, , leads to an increase in the diameter of the conical section of the engine and an increase in its mass, deterioration of the aerodynamic characteristics of the projectile and, accordingly, to a decrease in its maximum speed, which is unacceptable. In addition, due to an increase in the rate of combustion of the fuel in the gap caused by an increase in the gas flow rate, the fuel in this section burns faster and, as a result, the time of exposure of the combustion products to the wall of the engine chamber, namely the flange, increases. This can lead to a decrease in the strength of the junction of the march stage with the engine, which will lead to an increase in the oscillations of the march stage relative to the docking unit and disturbances that are unacceptable from the condition of reliable functioning of the control system (projectile exit from the control field) may occur at the moment of separation of the engine.
Таким образом, задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности функционирования реактивного снаряда за счет исключения нестабильного горения топлива в двигателе и предотвращение колебаний маршевой ступени относительно стыковочного узла ее с двигателем.Thus, the objective of the invention is to increase the reliability of the rocket by eliminating the unstable combustion of fuel in the engine and preventing oscillations of the sustainer stage relative to its docking unit with the engine.
Общими признаками прототипа с предлагаемым изобретением является наличие у снаряда отделяемого двигателя цилиндрической формы с коническо-оживальной частью, выполненного из композиционного материала, с резьбовой втулкой, имеющей хвостовик, вмотанной в переднюю часть двигателя и формирующей переднее полюсное отверстие, а также наличие маршевой ступени, задняя часть которой размещена в теплоизолированном стакане, в дне которого установлено воспламенительное устройство, и частично утоплена в двигателе, в диаметральном уширении порохового заряда, имеющем длину стакана и переходящем во внутренний канал заряда.Common features of the prototype with the invention are the presence of a cylindrical detachable engine shell with a conical-animated part made of composite material with a threaded sleeve having a shank wound in the front of the engine and forming the front pole hole, as well as the march stage, rear part of which is placed in a thermally insulated glass, in the bottom of which an igniter is installed, and partially recessed in the engine, in the diametrical broadening of the powder charge, having the length of the glass and passing into the internal channel of the charge.
В отличие от прототипа в предлагаемом изобретении внутренняя поверхность хвостовика армирована эластичным теплозащитным покрытием, внутренняя поверхность которого образует с внутренней поверхностью хвостовика острый угол так, что толщина покрытия увеличивается в направлении полюсного отверстия, в районе которого образующая внутренней поверхности покрытия сопряжена радиусом с выполненным трапециевидным кольцевым выступом покрытия, причем внутренний диаметр выступа меньше внутреннего диаметра полюсного отверстия во втулке и внешнего диаметра посадочного места теплоизолированного стакана, при этом диаметральное уширение порохового заряда на длине стакана до 0,5-1,0 dcm имеет цилиндрическую форму с диаметром, равным диаметру переднего полюсного отверстия во втулке, с последующим расширением по длине стакана до максимального диаметра Dmax, расположенного над стыком воспламенительного устройства со стаканом и определяемого как: 
где Dпол.отв - диаметр полюсного отверстия;where D pol.otv - diameter of the pole hole;
Fkp - площадь критического сечения сопла двигателя;F kp is the critical section area of the engine nozzle;
Lcm - длина стакана;L cm is the length of the glass;
SΣ - суммарная поверхность горения заряда;SΣ is the total combustion surface of the charge;
dcm - внешний диаметр теплоизолированного стакана;d cm is the outer diameter of the insulated glass;
q(λ доп) - функция приведенной допустимой скорости газа в зазоре между стаканом и поверхностью канала заряда, определяемая экспериментально конкретно для каждого топлива,q (λ add ) is the function of the reduced allowable gas velocity in the gap between the glass and the surface of the charge channel, determined experimentally specifically for each fuel,
причем после максимального расширения заряд выполнен с сужением, переходящим в канал с поперечным сечением, обеспечивающим требуемый закон изменения тяги, проходная площадь которого меньше проходной площади поперечного сечения в районе максимального диаметра Dmax конического участка уширения заряда.moreover, after maximum expansion, the charge is made narrowing, passing into a channel with a cross section, providing the required thrust change law, the passage area of which is less than the passage area of the cross section in the region of the maximum diameter D max of the conical section of the broadening of the charge.
Совокупность конструктивных элементов, их взаимное расположение и наличие оптимальных соотношений их геометрических размеров позволяет:The combination of structural elements, their mutual arrangement and the presence of optimal ratios of their geometric dimensions allows you to:
- за счет армирования внутренней поверхности хвостовика втулки эластичным теплозащитным покрытием, внутренняя поверхность которого образует с внутренней поверхностью хвостовика острый угол так, что толщина покрытия увеличивается в направлении полюсного отверстия во втулке, в районе которого образующая внутренней поверхности покрытия сопрягается радиусом с выполненным трапециевидным кольцевым выступом покрытия, причем внутренний диаметр выступа меньше внутреннего диаметра полюсного отверстия и внешнего диаметра посадочного места теплоизолированного стакана, исключить разупрочнение конструктивных материалов втулки и силовой оболочки двигателя в месте его стыковки с маршевой ступенью, а также уменьшить колебания маршевой ступени, способные отрицательно повлиять на функционирование системы управления;- due to the reinforcement of the inner surface of the liner shank with an elastic heat-shielding coating, the inner surface of which forms an acute angle with the inner surface of the liner so that the coating thickness increases in the direction of the pole hole in the bush, in the region of which the generatrix of the inner surface of the coating is mated with a radius with the trapezoidal ring protrusion of the coating moreover, the inner diameter of the protrusion is less than the inner diameter of the pole hole and the outer diameter of the seats insulated glass softening exclude sleeve construction materials and the power of the engine casing at the point of joining with the cruise stage, and also to reduce vibrations sustainer stage that can adversely affect the operation of the control system;
- за счет того, что диаметральное уширение порохового заряда на длине стакана до 0,5-1,0 dcm имеет цилиндрическую форму с диаметром, равным диаметру переднего полюсного отверстия, с последующим расширением по длине стакана до максимального диаметра Dmax, расположенного над стыком воспламенительного устройства со стаканом и определяемого как:- due to the fact that the diametric broadening of the powder charge along the length of the glass to 0.5-1.0 d cm has a cylindrical shape with a diameter equal to the diameter of the front pole hole, with subsequent expansion along the length of the glass to a maximum diameter D max located above the junction igniter with a glass and defined as:
где D пол.отв - диаметр полюсного отверстия;where D pol.otv - diameter of the pole hole;
Fkp - площадь критического сечения сопла двигателя;F kp is the critical section area of the engine nozzle;
Lcm - длина стакана;L cm is the length of the glass;
SΣ - суммарная поверхность горения заряда;SΣ is the total combustion surface of the charge;
dcm - внешний диаметр теплоизолированного стакана;d cm is the outer diameter of the insulated glass;
q(λ доп) - функция приведенной допустимой скорости газа в зазоре между стаканом и поверхностью канала заряда, определяемая экспериментально конкретно для каждого топлива на специальных стендовых установках, позволяющих определять пороговую скорость газового потока, после достижения которой начинается эрозионное горение, и влияние скорости газового потока на скорость горения при скоростях потока, превышающих пороговую, исключить возможность нестабильного аномального горения заряда и разрушения двигателя и снаряда при жестком ограничении по габаритам и массе снаряда за счет уменьшения перепада давления по длине зазора в ≈ 1,5- 2,5 раза при снижении скорости газового потока в зазоре ≈ в 2 раза;q (λ ext) - function of the reduced allowable gas velocity in the gap between the nozzle and the charging channel surface experimentally determined specifically for each fuel in special bench plants that can determine a threshold gas flow rate, after reaching which the erosive combustion starts, and the influence of the gas flow rate the burning rate at flow rates exceeding the threshold, to exclude the possibility of unstable abnormal combustion of the charge and the destruction of the engine and the projectile with a hard limit enii in size and weight of the projectile by reducing the pressure drop along the length of the gap in ≈ 1,5- 2,5 times while reducing the gas flow velocity in the gap ≈ 2 times;
- за счет сужения канала заряда после расширения, максимальный диаметр Dmax которого располагается над стыком воспламенительного устройства со стаканом, и перехода его в канал с поперечным сечением, обеспечивающим требуемый закон изменения тяги, проходная площадь которого меньше проходной площади поперечного сечения в районе максимального диаметра Dmax конического участка уширения заряда, повысить объемную плотность заряжания двигателя, а следовательно, его полный импульс и максимальную скорость снаряда при ограничении по габаритам и заданной массе маршевой ступени.- due to the narrowing of the charge channel after expansion, the maximum diameter D max of which is located above the junction of the igniter with the cup, and its transition into a channel with a cross section that provides the required law of change in thrust, the passage area of which is less than the passage cross-sectional area in the region of the maximum diameter D max of the conical section of the broadening of the charge, increase the volumetric loading density of the engine, and therefore its full impulse and the maximum velocity of the projectile with a limited size and given mass of the march stage.
Все это в совокупности позволило повысить надежность функционирования реактивного снаряда в широком диапазоне температур эксплуатации за счет исключения нестабильного горения топлива в двигателе и предотвращение колебаний маршевой ступени относительно стыковочного узла ее с двигателем, а также снять ряд ограничений по использованию топлив.All of this together has made it possible to increase the reliability of a rocket in a wide range of operating temperatures by eliminating unstable combustion of fuel in the engine and preventing marching stage oscillations relative to its docking unit with the engine, and also removing a number of restrictions on the use of fuels.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 представлен общий вид реактивного снаряда; на фиг.2. - соотношение геометрических размеров элементов конструкции снаряда; на фиг.3 - конструктивное исполнение теплозащитного покрытия переднего фланца двигателя снаряда.The invention is illustrated by drawings, where figure 1 shows a General view of a rocket; figure 2. - the ratio of the geometric dimensions of the structural elements of the projectile; figure 3 is a design of a heat-protective coating of the front flange of the projectile engine.
Предлагаемый реактивный снаряд содержит маршевую ступень 1 с обтекателем и состыкованный с ней с помощью механизма разделения двигатель 2 из композиционного материала цилиндрической формы с коническо-оживальной частью, с резьбовой втулкой 9, расположенной в передней части двигателя, имеющей хвостовик 11 и формирующей переднее полюсное отверстие. Задняя часть 3 маршевой ступени 1 размещена в теплоизолированном стакане 4, в дне которого установлено воспламенительное устройство 5, частично утопленном в двигатель, в диаметральное уширение 7 порохового заряда 10.The proposed missile contains a march stage 1 with a cowl and a motor 2 made of a cylindrical composite material with a conical-animated part docked with a threaded
Для предотвращения возможности аномального горения заряда и разрушения двигателя и снаряда при жестком ограничении по габаритам и массе снаряда за счет уменьшения перепада давления по длине зазора между стаканом 4 и внутренней поверхностью заряда на длине вдвижения снаряда в двигатель диаметральное уширение 7 порохового заряда 10 на длине стакана до 0,5-1,0 dcm имеет цилиндрическую форму с диаметром, равным диаметру переднего полюсного отверстия во втулке, расширяясь далее по длине стакана до диаметра Dmax, большего диаметра переднего полюсного отверстия во втулке 9 и однозначно определяемого конструктивными параметрами снаряда и двигателя: диаметром переднего полюсного отверстия в резьбовой втулке 9 - Dпол.отв, площадью критического сечения сопла двигателя - Fкр, длиной стакана (глубиной вдвижения маршевой ступени в двигатель) - Lcm, суммарной поверхностью горения заряда -SΣ , внешним диаметром теплоизолированного стакана (калибром маршевой ступени) - dcm и допустимым значением функции приведенной скорости газа в зазоре между стаканом и поверхностью канала заряда q(λ доп), определяемой экспериментально конкретно для каждого топлива на специальных стендовых установках, позволяющих определять пороговую скорость газового потока, после достижения которой начинается эрозионное горение, и влияние скорости газового потока на скорость горения при скоростях потока, превышающих пороговую. Максимальный диаметр Dmax уширения располагается над стыком воспламенительного устройства 5 со стаканом 4. Далее заряд 10 сужается и переходит в канал с поперечным сечением, обеспечивающим требуемый закон изменения тяги, проходная площадь которого меньше проходной площади поперечного сечения в районе максимального диаметра Dmax конического участка уширения заряда.To prevent the possibility of abnormal burning of the charge and destruction of the engine and the projectile under severe restrictions on the dimensions and mass of the projectile by reducing the pressure drop along the length of the gap between the
Диаметральное уширение 7 формируется при заполнении двигателя топливом с помощью пресс-инструмента, состоящего из разрезных секторов, наружный диаметр которых в сложенном состоянии меньше диаметра переднего полюсного отверстия. В рабочем положении сектора поднимаются и диаметр рабочей части пресс-инструмента при этом увеличивается до необходимого размера. Для предотвращения затекания топливной массы в зазоры пресс-инструмента его внешняя рабочая поверхность защищается резиновым чехлом. После заполнения двигателя топливом и полимеризации заряда пресс-инструмент складывается и вместе с защитным чехлом извлекается из двигателя через переднее полюсное отверстие.The
Для предотвращения разупрочнения конструктивных материалов втулки и силовой оболочки двигателя в месте стыковки двигателя с маршевой ступенью и недопущения колебаний маршевой ступени, способных отрицательно повлиять на функционирование системы управления, внутренняя поверхность хвостовика 11 втулки 9 армирована эластичным теплозащитным покрытием 6, внутренняя поверхность которого образует с внутренней поверхностью хвостовика острый угол. Толщина покрытия увеличивается в направлении полюсного отверстия, в районе которого образующая внутренней поверхности покрытия сопрягается радиусом с выполненным трапециевидным кольцевым выступом покрытия 8. Внутренний диаметр выступа Dвыст меньше внутреннего диаметра полюсного отверстия и внешнего диаметра посадочного места теплоизолированного стакана 4.To prevent softening of the structural materials of the sleeve and the power shell of the engine at the junction of the engine with the sustainer stage and to prevent oscillations of the sustainer stage that could adversely affect the functioning of the control system, the inner surface of the
Вышеописанный реактивный снаряд функционирует следующим образом.The above missile operates as follows.
После срабатывания воспламенительного устройства 5 происходит воспламенение поверхности заряда 10 и продукты сгорания топлива, образующиеся при горении заряда, истекая через сопло двигателя 2, создают тягу и реактивный снаряд разгоняется до заданной максимальной скорости. Образующиеся в районе переднего полюсного отверстия продукты сгорания протекают над поверхностью теплоизолированного стакана 4 с размещенной в нем задней частью 3 маршевой ступени 1. По мере удаления от переднего полюсного отверстия расход продуктов сгорания над стаканом увеличивается за счет увеличения поверхности горения заряда над стаканом. В случае цилиндрического кольцевого зазора это могло бы привести к увеличению скорости потока, местному повышению скорости горения топлива и нерасчетному росту давления. Однако благодаря постоянному по длине стакана увеличению диаметра канала расход продуктов сгорания по длине стакана возрастает незначительно и при этом не происходит разгона газа до скоростей, при которых возможно возникновение эрозионного горения топлива. По мере выгорания заряда в районе переднего полюсного отверстия проходные сечения для истечения продуктов сгорания увеличиваются, скорости газовых потоков снижаются и двигатель продолжает работу в штатном режиме. Теплозащитное покрытие 6, предотвращающее разупрочнение резьбовой втулки и стыковочного узла маршевой ступени с двигателем, имеет максимальную толщину у полюсного отверстия, так как время воздействия высокотемпературных газов на элементы конструкции в этом районе максимальное вследствие того, что толщина свода заряда в этом месте меньше, так как двигатель имеет оживально-коническую форму. Поскольку внутренняя поверхность камеры двигателя и хвостовика втулки начинают подвергаться нагреву не сразу, а по мере выгорания заряда, толщина теплозащитного покрытия уменьшается с удалением от полюсного отверстия, что не приводит к значительному росту массы конструкции. Трапециевидный кольцевой выступ 8 теплозащитного покрытия 6, внутренний диаметр которого Dвыст меньше внутреннего диаметра полюсного отверстия и внешнего диаметра посадочного места теплоизолированного стакана 4, внутрикамерным давлением прижимается к стакану и тем самым дополнительно обеспечивает герметичность двигателя и предотвращает прорыв газов в зазор между стаканом 4 и втулкой 9.After the
Выполнение реактивного снаряда в соответствии с изобретением позволит повысить надежность его функционирования в широком диапазоне температур эксплуатации за счет исключения нестабильного горения топлива в двигателе и предотвращения колебаний маршевой ступени относительно стыковочного узла маршевой ступени с двигателем, что обеспечит повышение точности стрельбы.The implementation of the projectile in accordance with the invention will improve the reliability of its operation in a wide range of operating temperatures by eliminating the unstable combustion of fuel in the engine and preventing marching stage oscillations relative to the march stage docking unit with the engine, which will improve firing accuracy.
Указанный эффект подтвержден огневыми стендовыми и летными испытаниями опытных образцов снарядов, изготовленных в соответствии с предлагаемым изобретением.The indicated effect is confirmed by fire bench and flight tests of prototypes of shells made in accordance with the invention.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002122181/02A RU2235281C2 (en) | 2002-08-15 | 2002-08-15 | Rocket missile |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002122181/02A RU2235281C2 (en) | 2002-08-15 | 2002-08-15 | Rocket missile |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2002122181A RU2002122181A (en) | 2004-03-20 |
| RU2235281C2 true RU2235281C2 (en) | 2004-08-27 |
Family
ID=33412814
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2002122181/02A RU2235281C2 (en) | 2002-08-15 | 2002-08-15 | Rocket missile |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2235281C2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU181314U1 (en) * | 2017-02-14 | 2018-07-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") | HYPERSONIC ANTI-TANK ROCKET |
-
2002
- 2002-08-15 RU RU2002122181/02A patent/RU2235281C2/en active
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU181314U1 (en) * | 2017-02-14 | 2018-07-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") | HYPERSONIC ANTI-TANK ROCKET |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2002122181A (en) | 2004-03-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4722261A (en) | Extendable ram cannon | |
| US4176487A (en) | Firearm barrels and projectiles | |
| US4539911A (en) | Projectile | |
| US4712465A (en) | Dual purpose gun barrel for spin stabilized or fin stabilized projectiles and gun launched rockets | |
| US5440993A (en) | High velocity impulse rocket | |
| US3698321A (en) | Rocket assisted projectile | |
| RU2235281C2 (en) | Rocket missile | |
| CN101113882A (en) | Bomb body structure capable of reducing shock wave drag of bomb body and method thereof | |
| KR101609507B1 (en) | Range Extension Form Ramjet Propelled Shell | |
| RU2631958C1 (en) | Reactive engine, method for shooting with rocket ammunition and rocket ammunition | |
| RU2677506C1 (en) | Projectile for shooting in aquatic environment | |
| US5589658A (en) | Sabot with controlled separation of the elements for subcaliber projectiles | |
| WO2011091484A1 (en) | Spin-stabilized ammunition | |
| RU2462686C2 (en) | Method of increase of range capability of projectile (versions) and device for its implementation | |
| US3653288A (en) | Tubular-shaped launcher for projectiles, in particular for missiles | |
| Stadler et al. | The dual pulse motor for LFK NG | |
| JPH028698A (en) | High explosive connonball | |
| US3358603A (en) | Ultra-sonic self-propelled projectile having high l/d ratio | |
| RU2133444C1 (en) | Jet projectile with separated engine | |
| RU2583529C1 (en) | Shell with gas hanger | |
| RU2769032C1 (en) | Method for forming a protective coating of gun barrels | |
| RU2808356C1 (en) | Guided rocket-assisted round with ramjet engine for artillery gun with rifled barrel | |
| RU2773057C1 (en) | Rotating projectile launched from a smoothbore tubular rail | |
| RU2331041C1 (en) | Method of antitank guided missile launch and antitank guided missile | |
| RU2207495C1 (en) | Jet projectile |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20190628 |