RU2343396C2

RU2343396C2 - Supersonic rocket missile

Info

Publication number: RU2343396C2
Application number: RU2006135056/02A
Authority: RU
Inventors: Николай Александрович Макаровец (RU); Николай Александрович Макаровец; Геннадий Алексеевич Денежкин (RU); Геннадий Алексеевич Денежкин; Виктор Васильевич Семилет (RU); Виктор Васильевич Семилет; Олег Львович Захаров (RU); Олег Львович Захаров; Валерий Леонидович Петров (RU); Валерий Леонидович Петров
Priority date: 2006-10-03
Filing date: 2006-10-03
Publication date: 2009-01-10
Also published as: RU2006135056A

Abstract

FIELD: weapons.

SUBSTANCE: invention concerns military technics, namely to supersonic rocket missiles and can be used at creation of systems of a volley fire. The supersonic rocket missile contains the case with aligning thickenings and the engine with the nozzle block closed by an aerodynamic fair. Unlike a prototype in an aerodynamic fair before critical section of a nozzle a number of entrance apertures on distance of (0.35…0.4) l_k from it, and behind critical section of a nozzle on distance of (0.55…0.6) l_k from a tail end face of a shell - a number of exhaust outlets of the same area is carried out. Simultaneously on the shell case before entrance apertures on distance of (0.22…0.33) l_k the ledge which diameter does not exceed diameter of aligning thickenings, l_k- distance between a plane of critical section of a nozzle and a tail end face of a shell, m. is carried out.

EFFECT: decrease of thermal load on the nozzle block at the expense of its compulsory cooling by a running air stream in 1.5…2 times and increase at the expense of it range of fire and stability of traction characteristics of the engine.

1 ex, 2 dwg

Description

Изобретение относится к военной технике, а именно к сверхзвуковым реактивным снарядам и может быть использовано при создании систем залпового огня.The invention relates to military equipment, namely to supersonic rockets and can be used to create multiple launch rocket systems.

Особенностью таких высокоскоростных реактивных снарядов являются высокие требования, предъявляемые к правильному выбору конструктивно-компоновочной схемы, позволяющему обеспечить высокие энергетические характеристики без усложнения конструкции и при минимальных затратах.A feature of such high-speed rockets is the high requirements for the correct choice of the design and layout scheme, which allows to provide high energy characteristics without complicating the design and at minimal cost.

Известны реактивные снаряды М8 и М13 (см., например, Куров В.Д., Должанский Ю.М. Основы проектирования пороховых ракетных снарядов. - М.: Оборонгиз, 1961, с.11), содержащие двигатель с сопловым блоком, закрытым аэродинамическим обтекателем.Missiles M8 and M13 are known (see, for example, Kurov V.D., Dolzhansky Yu.M. Fundamentals of the design of powder rocket shells. - M .: Oborongiz, 1961, p. 11) containing an engine with a nozzle block closed by an aerodynamic fairing.

Такая конструкция позволяет осуществить доставку реактивного снаряда к цели при относительной простоте конструкции, обслуживания и боевого применения.This design allows the delivery of a missile to the target with the relative simplicity of the design, maintenance and combat use.

Однако вследствие не оптимального выбора конструктивных параметров снаряды имеют малые скорости и большие возмущения при сходе с направляющих и движение их происходит с относительно небольшими скоростями, в результате чего дальность стрельбы не превосходит 10 км.However, due to the non-optimal choice of design parameters, the shells have low speeds and large disturbances when leaving the guides and their movement occurs at relatively low speeds, as a result of which the firing range does not exceed 10 km.

Таким образом, задачей данного технического решения (аналога) являлось создание относительно простой конструкции реактивного снаряда с дальностью стрельбы до 10 км.Thus, the objective of this technical solution (analogue) was to create a relatively simple design of a missile with a firing range of up to 10 km.

Общими признаками между предлагаемой авторами конструкцией реактивного снаряда и объектом-аналогом является наличие двигателя с сопловым блоком и аэродинамического обтекателя.The common features between the design of the missile proposed by the authors and the analogous object are the presence of an engine with a nozzle block and an aerodynamic fairing.

Наиболее близкой по технической сути и достигаемому техническому результату является реактивный снаряд системы залпового огня «Смерч» (см., например, журнал «Military Parade», М. АО «Милитэри Перейд», may-June 1994, р.22-27/120-121), принятый авторами за прототип, содержащий корпус с центрирующими утолщениями и двигатель с сопловым блоком, закрытым аэродинамическим обтекателем.The closest in technical essence and the achieved technical result is the Smerch multiple launch rocket shell (see, for example, Military Parade magazine, M. Military Transition JSC, may-June 1994, p.22-27 / 120 -121), adopted by the authors for a prototype containing a housing with centering thickenings and an engine with a nozzle block closed by an aerodynamic fairing.

Реактивный снаряд, принятый за прототип, функционирует следующим образом. После запуска реактивного двигателя снаряд движется по трубчатым направляющим и, благодаря наличию центрирующих утолщений, получает высокую скорость схода при небольших угловых возмущениях. Продукты сгорания двигателя истекают через сопло, создавая реактивную силу, разгоняющую снаряд до высоких скоростей, в 2,0…4,0 раза превышающих скорость звука. Аэродинамический обтекатель обеспечивает снижение силы лобового сопротивления. Благодаря этому снаряд - прототип имеет значительно большую дальность стрельбы и меньшее рассеивание. При этом стремление увеличить максимальную скорость снаряда приводит к значительному увеличению тепловых воздействий на наиболее нагруженный узел двигателя - сопловой блок. Температура в нем достигает 3000…3500К, что в сочетании с механическим воздействием твердых частиц продуктов сгорания может приводить к разгару критического сечения сопла (сечения с наименьшей проходной площадью) и связанному с этим падению реактивной силы.The missile, adopted for the prototype, operates as follows. After starting the jet engine, the projectile moves along the tubular guides and, due to the presence of centering thickenings, receives a high vanishing speed with small angular perturbations. The combustion products of the engine expire through the nozzle, creating a reactive force that accelerates the projectile to high speeds, 2.0 ... 4.0 times the speed of sound. Aerodynamic fairing provides a decrease in drag. Thanks to this, the prototype shell has a significantly greater firing range and less dispersion. Moreover, the desire to increase the maximum velocity of the projectile leads to a significant increase in thermal effects on the most loaded engine assembly — the nozzle block. The temperature in it reaches 3000 ... 3500K, which, in combination with the mechanical action of solid particles of combustion products, can lead to the height of the critical section of the nozzle (section with the smallest passage area) and a decrease in reactive force associated with this.

Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) являлось повышение дальности стрельбы и снижение рассеивания снарядов за счет создания благоприятных условий для схода с направляющих и разгона снаряда до высоких сверхзвуковых скоростей.Thus, the objective of this technical solution (prototype) was to increase the firing range and reduce the dispersion of shells by creating favorable conditions for the descent from guides and acceleration of the projectile to high supersonic speeds.

Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией сверхзвукового реактивного снаряда является наличие в реактивном снаряде (прототипе) корпуса с центрирующими утолщениями и двигателя с сопловым блоком, закрытым аэродинамическим обтекателем.Common signs with the design of the supersonic rocket proposed by the authors is the presence in the rocket (prototype) of the body with centering thickenings and the engine with a nozzle block closed by an aerodynamic fairing.

В отличие от прототипа, в предлагаемом авторами сверхзвуковом реактивном снаряде в аэродинамическом обтекателе перед критическим сечением сопла на расстоянии (0,35…0,4)l_k от него выполнен ряд входных отверстий, а за критическим сечением сопла на расстоянии (0,55…0,6)l_k от хвостового торца снаряда - ряд выходных отверстий той же площади, при этом на корпусе снаряда перед входными отверстиями на расстоянии (0,22…0,33)l_k от них выполнен уступ, диаметр которого не превышает диаметра центрирующих утолщений, а площадь отверстий каждого ряда составляетUnlike the prototype, in the supersonic rocket proposed by the authors in the aerodynamic fairing in front of the critical section of the nozzle at a distance of (0.35 ... 0.4) l _k from it, a number of inlets are made, and behind the critical section of the nozzle at a distance of (0.55 ... 0.6) l _k from the tail end of the projectile is a series of exit openings of the same area, while on the shell of the projectile in front of the inlet openings at a distance of (0.22 ... 0.33) l _k there is a ledge, the diameter of which does not exceed the diameter of the centering thickenings, and the area of the holes of each row is

,

где l_k - расстояние между плоскостью критического сечения сопла и хвостовым торцом снаряда (м);where l _k is the distance between the plane of the critical section of the nozzle and the tail end of the projectile (m);

d - диаметр центрирующих утолщений корпуса снаряда (м);d is the diameter of the centering bulges of the shell of the shell (m);

d_y - диаметр уступа (м);d _y is the diameter of the step (m);

W - объем, ограниченный внутренней поверхностью обтекателя и наружной поверхностью соплового блока (м³);W is the volume bounded by the inner surface of the fairing and the outer surface of the nozzle block (m ³ );

М_max - максимальное полетное значение числа Маха.M _max - the maximum flight value of the Mach number.

Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.It is this that allows us to conclude that there is a causal relationship between the totality of the essential features of the claimed technical solution and the achieved technical result.

Указанные признаки, отличительные от прототипа, на которые распространяется испрашиваемый объем правовой защиты во всех случаях достаточны.These signs, distinctive from the prototype, to which the requested amount of legal protection applies in all cases are sufficient.

Задачей предлагаемого изобретения является создание сверхзвукового реактивного снаряда, обеспечивающего снижение теплового нагружения соплового блока за счет его принудительного охлаждения набегающим воздушным потоком и повышение за счет этого дальности стрельбы и стабильности тяговых характеристик двигателя.The objective of the invention is the creation of a supersonic missile, which reduces the thermal load of the nozzle block due to its forced cooling by the incoming air flow and thereby increase the firing range and stability of the traction characteristics of the engine.

Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известном сверхзвуковом реактивном снаряде, содержащем корпус с центрирующими утолщениями и двигатель с сопловым блоком, закрытым аэродинамическим обтекателем, особенность заключается в том, что в нем в аэродинамическом обтекателе перед критическим сечением сопла на расстоянии (0,35…0,4)l_k от него выполнен ряд входных отверстий, а за критическим сечением сопла на расстоянии (0,55…0,6)l_k от хвостового торца снаряда - ряд выходных отверстий той же площади, при этом на корпусе снаряда перед входными отверстиями на расстоянии (0,22…0,33)l_k выполнен уступ, диаметр которого не превышает диаметра центрирующих утолщений, а площадь отверстий каждого ряда составляет

,The specified technical result in the implementation of the invention is achieved by the fact that in a known supersonic rocket containing a housing with centering thickenings and an engine with a nozzle block closed by an aerodynamic fairing, the feature is that in the aerodynamic fairing in front of the critical section of the nozzle at a distance of (0 , 35 ... 0.4) l _k from it a number of inlet openings are made, and behind the critical section of the nozzle at a distance of (0.55 ... 0.6) l _k from the tail end of the projectile - a series of outlet openings of the same area, with this on the shell of the projectile in front of the inlets at a distance of (0.22 ... 0.33) l _k made a ledge, the diameter of which does not exceed the diameter of the centering bulges, and the area of the holes of each row is

,

d_y - диаметр уступа (м);d _y is the diameter of the step (m);

Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними позволяет, в частности, за счет:A new set of structural elements, as well as the presence of connections between them, allows, in particular, due to:

- выполнения в аэродинамическом обтекателе перед критическим сечением сопла на расстоянии (0,35…0,4)l_k от него ряда входных отверстий, а за критическим сечением сопла на расстоянии (0,55…0,6)l_k от хвостового торца снаряда - ряда выходных отверстий той же площади организовать обтекание соплового блока воздушным потоком и обеспечить за счет этого принудительное охлаждение его. Предлагаемое удаление входных и выходных отверстий от критического сечения сопла позволяет осуществить воздействие воздушного потока на наиболее теплонагруженную часть соплового блока. При большом разнесении рядов отверстий (входных на расстоянии большем 0,44, выходных - большем 0,64) снижается эффективность отбора тепла из зоны критического сечения, так как поток за пределами этой зоны дополнительно прогревается и снижается градиент температуры между стенкой соплового блока и обдувающим его воздухом. При малом разнесении рядов отверстий (входных на расстоянии меньшем 0,35l_k, выходных - меньшем 0,55l_k) охлаждению подвергается небольшая часть соплового блока, уменьшается продолжительность взаимодействия воздушного потока с сопловым блоком и эффективность охлаждения так же снижается.- execution in the aerodynamic fairing in front of the critical section of the nozzle at a distance (0.35 ... 0.4) l _k from it of a number of inlets, and behind the critical section of the nozzle at a distance (0.55 ... 0.6) l _k from the tail end of the projectile - a number of outlet openings of the same area to organize the flow of air around the nozzle block and to provide forcible cooling thereof. The proposed removal of the inlet and outlet openings from the critical section of the nozzle allows the effect of air flow on the most heat-loaded part of the nozzle block. With a large spacing of the rows of holes (inlet at a distance greater than 0.44, output - greater than 0.64), the efficiency of heat removal from the critical section zone decreases, since the flow outside this zone is additionally warmed up and the temperature gradient between the wall of the nozzle block and its airflow decreases by air. With a small spacing of the rows of holes (inlet at a distance of less than 0.35 l _k , output - less than 0.55 l _k ), a small part of the nozzle block is cooled, the duration of interaction of the air flow with the nozzle block is reduced, and the cooling efficiency is also reduced.

- выполнения на корпусе снаряда перед входными отверстиями на расстоянии (0,22…0,33)l_k от них уступа, диаметр которого не превышает диаметра центрирующих утолщений изменить вектор скорости воздушного потока и направить его во входные отверстия аэродинамического обтекателя. Наличие уступа на данном расстоянии от входных отверстий создает вихревое течение сверхзвукового потока, в результате чего воздушный поток подходит к поверхности обтекателя в зоне входных отверстий под углом 13…18° к образующей обтекателя, увеличивая проток воздуха через единицу площади отверстий, а, следовательно, и интенсивность обтекания соплового блока (при отсутствии уступа направление движения воздушного потока параллельно образующей обтекателя). При большем или меньшем удалении уступа от входных отверстий поток подходит к обтекателю не в зоне расположения отверстий, что снижает эффективность охлаждения соплового блока. Для того чтобы уступ не вызывал увеличения силы лобового сопротивления и не приводил к снижению дальности стрельбы, его диаметр не должен превышать диаметра центрирующих утолщений.- execution on the shell of the projectile in front of the inlets at a distance of (0.22 ... 0.33) l _k from them a step whose diameter does not exceed the diameter of the centering bulges to change the velocity vector of the air flow and direct it into the inlets of the aerodynamic fairing. The presence of a step at a given distance from the inlet openings creates a vortex flow of a supersonic flow, as a result of which the air flow approaches the surface of the fairing in the area of the inlet openings at an angle of 13 ... 18 ° to the shape of the fairing, increasing the air flow through the unit area of the openings, and, consequently, the intensity of the flow around the nozzle block (in the absence of a step, the direction of movement of the air flow parallel to the radome). With a greater or lesser distance of the step from the inlet openings, the flow approaches the fairing not in the area of the openings, which reduces the cooling efficiency of the nozzle block. In order that the ledge does not cause an increase in drag force and does not lead to a decrease in the firing range, its diameter should not exceed the diameter of the centering bulges.

- выполнения площади отверстий каждого ряда равной

обеспечить оптимальный режим отвода тепла от соплового блока. Как показывают лабораторные исследования, при площади отверстий меньше

время заполнения объема между внутренней поверхностью обтекателя и наружной поверхностью соплового блока (W) превышает оптимальное значение. В результате этого температура воздуха в этом объеме успевает сравниться с температурой сопла и отток тепла от соплового блока прекращается. При площади отверстий больше

наоборот время заполнения объема и взаимодействия воздуха с нагретым сопловым блоком меньше оптимального, и отдача тепла от соплового блока не достигает максимума. При этом время контакта частиц воздуха с нагретым сопловым блоком уменьшается при увеличении скорости набегающего воздушного потока, характеризующейся безразмерной величиной числа Маха, и увеличивается при увеличении относительного диаметра уступа

(так как в этом случае происходит более интенсивное торможение потока на уступе). Поэтому данные характеристики присутствуют в предлагаемой зависимости. Максимальный прогрев соплового блока достигает к моменту окончания работы двигателя. В этот же момент достигает максимума и (скорость реактивного снаряда). Таким образом охлаждение соплового блока наиболее актуально для момента, когда скорость набегающего воздушного потока максимальна, поэтому в предлагаемой зависимости для площади отверстий, целесообразно использовать величину М_max.- performing the hole area of each row equal

to provide the optimum mode of heat removal from the nozzle block. As laboratory tests show, with a hole area of less

the filling time between the inner surface of the fairing and the outer surface of the nozzle block (W) exceeds the optimal value. As a result of this, the air temperature in this volume has time to compare with the temperature of the nozzle and the outflow of heat from the nozzle block ceases. With a hole area larger

on the contrary, the time for filling the volume and interaction of air with the heated nozzle block is less than optimal, and the heat transfer from the nozzle block does not reach a maximum. In this case, the contact time of the air particles with the heated nozzle block decreases with an increase in the speed of the incoming air flow, characterized by a dimensionless Mach number, and increases with an increase in the relative diameter of the step

(since in this case there is a more intense deceleration of the flow on the ledge). Therefore, these characteristics are present in the proposed dependence. The maximum heating of the nozzle block reaches by the time the engine is finished. At the same moment, reaches its maximum and (missile velocity). Thus, the cooling of the nozzle block is most relevant for the moment when the speed of the incoming air flow is maximum, therefore, in the proposed dependence for the area of the holes, it is advisable to use the value of M _max .

Сущность изобретения заключается в том, что сверхзвуковой реактивный снаряд, содержащий корпус с центрирующими утолщениями и двигатель с сопловым блоком, закрытым аэродинамическим обтекателем, в отличие от прототипа, согласно изобретению выполнен с рядом входных отверстий в аэродинамическом обтекателе на расстоянии (0,35…0,4)l_k перед критическим сечением сопла и с рядом выходных отверстий той же площади за критическим сечением сопла на расстоянии (0,55…0,6)l_k от хвостового торца снаряда, при этом на корпусе снаряда перед входными отверстиями на расстоянии (0,22…0,33)l_k выполнен уступ, диаметр которого не превышает диаметра центрирующих утолщений, а площадь отверстий каждого ряда составляет

,The essence of the invention lies in the fact that a supersonic rocket containing a body with centering thickenings and an engine with a nozzle block closed by an aerodynamic fairing, in contrast to the prototype, according to the invention is made with a number of inlets in the aerodynamic fairing at a distance of (0.35 ... 0, 4) l _k before the nozzle throat, and with a number of outlet holes of the same area of the nozzle throat in the region (0,55 ... 0,6) l _k from the tail end of the projectile, the front projectile body at inlet at a distance of (0,22 ... 0,33) l _k ledge formed whose diameter does not exceed the diameter of the centering bosses, and the area of each row of openings is

,

d_y - диаметр уступа (м);d _y is the diameter of the step (m);

Сущность предлагаемого изобретения поясняется чертежом, где на фиг.1 представлен общий вид сверхзвукового реактивного снаряда, а на фиг.2 - характер обтекания аэродинамического стабилизатора и соплового блока воздушным потоком.The essence of the invention is illustrated by the drawing, in which Fig. 1 shows a general view of a supersonic missile, and in Fig. 2 - the nature of the air flow around the aerodynamic stabilizer and nozzle block.

Предлагаемый сверхзвуковой реактивный снаряд содержит корпус 1 с центрирующими утолщениями 2 диаметра d, двигатель 3 с сопловым блоком 4, который закрыт аэродинамическим обтекателем 5. В хвостовой части снаряда имеется свободный объем W, ограниченный наружной поверхностью соплового блока 4 и внутренней поверхностью аэродинамического обтекателя 5. В обтекателе 5 выполнены два ряда отверстий: входные 6 и выходные 7. Сопловой блок 4 имеет критическое сечение 8 (сечение с наименьшим диаметром d_min), располагающееся на расстоянии l_k от хвостового торца снаряда. Входные отверстия 6 в обтекателе 5 расположены на расстоянии l₁=(0,35…0,4)l_k от критического сечения 8 перед ним, а выходные отверстия 7 - на расстоянии l₂=(0,55…0,6)l_k от хвостового торца снаряда за критическим сечением 8. Входные 6 и выходные 7 отверстия имеют равную площадь

. На корпусе снаряда 1 перед входными отверстиями 6 на расстоянии l₃=(0,22…0,33)l_k выполнен уступ 9 диаметра d_y.The proposed supersonic missile contains a housing 1 with centering thickenings 2 of diameter d, an engine 3 with a nozzle block 4, which is closed by an aerodynamic fairing 5. In the rear part of the projectile there is a free volume W limited by the outer surface of the nozzle block 4 and the inner surface of the aerodynamic fairing 5. B cowl 5 are two rows of holes: the input 6 and output 7. the nozzle unit 4 has a critical section 8 (cross-section with the smallest diameter d _min), situated at a distance l _k from the caudal tsa projectile. The inlet openings 6 in the fairing 5 are located at a distance l ₁ = (0.35 ... 0.4) l _k from the critical section 8 in front of it, and the outlet openings 7 are located at a distance l ₂ = (0.55 ... 0.6) l _k from the tail end of the projectile beyond the critical section 8. Input 6 and output 7 holes have an equal area

. On the shell of the projectile 1 in front of the inlets 6 at a distance l ₃ = (0.22 ... 0.33) l _{k there} is a ledge 9 of diameter d _y .

Например, диаметр центрирующих утолщений корпуса снаряда составляет d=0,3 м, расстояние между плоскостью критического сечения сопла и хвостовым торцом снаряда - l_k=0,4 м, объем, ограниченный внутренней поверхностью обтекателя и наружной поверхностью соплового блока - W=0,016 м³. Снаряд разгоняется до скорости, которой соответствует максимальное полетное значение числа Маха М_max=4. Для такого снаряда наибольшее снижение теплового нагружения соплового блока достигается при выполнении в обтекателе перед критическим сечением сопла на расстоянии 0,14…0,16 м от него ряда из например шести входных отверстий площадью 0,021…0,028 м², на расстоянии 0,088…0,132 м перед которыми на корпусе снаряда выполнен уступ диаметром 0,28…0,3 м, а за критическим сечением сопла на расстоянии 0,22…0,24 м от хвостового торца снаряда - аналогичных выходных отверстий той же площади, что и входные.For example, the diameter of the centering bulges of the shell of the projectile is d = 0.3 m, the distance between the plane of the critical section of the nozzle and the tail end of the projectile is l _k = 0.4 m, the volume bounded by the inner surface of the fairing and the outer surface of the nozzle block is W = 0.016 m ³ . The projectile accelerates to a speed that corresponds to the maximum flight value of the Mach number M _max = 4. For such a projectile, the greatest decrease in the thermal loading of the nozzle block is achieved when a series of, for example, six inlet openings with an area of 0.021 ... 0.028 m ² , at a distance of 0.088 ... 0.132 m in front with which a projection with a diameter of 0.28 ... 0.3 m is made on the shell of the projectile, and behind the critical section of the nozzle at a distance of 0.22 ... 0.24 m from the tail end of the projectile - similar exit openings of the same area as the inlet.

Сверхзвуковой реактивный снаряд работает следующим образом.Supersonic rocket works as follows.

После запуска двигателя 3 реактивный снаряд в течении некоторого времени движется по направляющей и центрируется в ней с помощью центрирующих утолщений 2. После схода с направляющих в результате работы двигателя 3 снаряд разгоняется до скорости V_max или соответствующего этой скорости числа Маха (М_max). При этом под действием высокотемпературных продуктов сгорания двигателя происходит нагрев соплового блока 4 и в первую очередь зоны критического сечения 8. В процессе полета корпус снаряда 1 обтекается воздушным потоком. При взаимодействии воздушного потока с уступом 9 изменяется вектор скорости потока, и он направляется во входные отверстия 6 обтекателя 5. Взаимодействуя с нагретой поверхностью соплового блока 4, воздух нагревается, охлаждая сопловой блок, и истекает через выходные отверстия 8. За счет выбора рациональных соотношений между расположением уступа, входных и выходных отверстий, а также рациональной площади рядов отверстий обеспечивается наиболее эффективный принудительный отбор тепла от соплового блока. В результате этого в 1,5…2 раза снижается тепловое нагружение соплового блока, что дает возможность применять в двигателе снаряда высококалорийные топлива, имеющие высокую температуру горения, и повысить за счет этого дальность стрельбы и стабильность тяговых характеристик двигателя.After starting engine 3, a missile for some time moves along the guide and is centered in it using centering thickenings 2. After leaving the guides as a result of engine 3, the projectile accelerates to a speed of V _max or the corresponding Mach number (M _max ). In this case, under the influence of high-temperature combustion products of the engine, the nozzle block 4 and, in particular, the critical section zone 8 are heated. During the flight, the shell of the projectile 1 flows around the air stream. When the air stream interacts with the step 9, the flow velocity vector changes, and it is directed into the inlet openings 6 of the cowling 5. Interacting with the heated surface of the nozzle block 4, the air is heated, cooling the nozzle block, and expires through the outlet openings 8. By choosing rational relations between the location of the ledge, inlet and outlet holes, as well as the rational area of the rows of holes provides the most effective forced heat removal from the nozzle block. As a result of this, the thermal loading of the nozzle block is reduced by 1.5 ... 2 times, which makes it possible to use high-calorific fuels having a high combustion temperature in the projectile engine and thereby increase the firing range and stability of the engine traction characteristics.

Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями опытных образцов сверхзвуковых реактивных снарядов, выполненных в соответствии с изобретением.The specified positive effect is confirmed by testing prototypes of supersonic rockets made in accordance with the invention.

В настоящее время разработана конструкторская документация, проведены летные испытания, намечено серийное производство таких снарядов.Currently, design documentation has been developed, flight tests have been conducted, and serial production of such shells is planned.

Claims

A supersonic rocket projectile comprising a body with centering thickenings and an engine with a nozzle block closed by an aerodynamic fairing, characterized in that a number of inlet openings are made in the aerodynamic fairing in front of the critical section of the nozzle at a distance of (0.35 ... 0.4) l _k and behind the critical section of the nozzle at a distance of (0.55 ... 0.6) l _k from the tail end of the projectile is a series of outlet openings of the same area, while on the shell of the projectile in front of the inlet openings at a distance of (0.22 ... 0.33) l _k is formed from them shoulder whose diameter n exceeds the diameter of the centering bosses and holes of each row area is a value determined by the relation

,
where l _k is the distance between the plane of the critical section of the nozzle and the tail end of the projectile, m;
d is the diameter of the centering bulges of the shell, m;
d _y is the diameter of the step, m;
W is the volume limited by the inner surface of the fairing and the outer surface of the nozzle block, m ³ ;
M _max - the maximum flight value of the Mach number.