RU2410291C1 - Supersonic missile with powdered metallic fuel engine - Google Patents

Supersonic missile with powdered metallic fuel engine Download PDF

Info

Publication number
RU2410291C1
RU2410291C1 RU2009141287/11A RU2009141287A RU2410291C1 RU 2410291 C1 RU2410291 C1 RU 2410291C1 RU 2009141287/11 A RU2009141287/11 A RU 2009141287/11A RU 2009141287 A RU2009141287 A RU 2009141287A RU 2410291 C1 RU2410291 C1 RU 2410291C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
rocket
propulsion
combustion chamber
engine
fuel
Prior art date
Application number
RU2009141287/11A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Игнатьевич Малинин (RU)
Владимир Игнатьевич Малинин
Сергей Михайлович Виноградов (RU)
Сергей Михайлович Виноградов
Олег Михайлович Иванов (RU)
Олег Михайлович Иванов
Владимир Валентинович Гуреев (RU)
Владимир Валентинович Гуреев
Анатолий Иосифович Марченко (RU)
Анатолий Иосифович Марченко
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Открытое акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение" filed Critical Открытое акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение"
Priority to RU2009141287/11A priority Critical patent/RU2410291C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2410291C1 publication Critical patent/RU2410291C1/en

Links

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: ultrasonic missile contains the body where there located is guidance system equipment, control system equipment, missile warhead, starting power plant and propulsion power plant. Air-intake devices and aerodynamic surfaces are located outside the body. Propulsion power plant is performed in a form of ramjet engine that consists of pre-combustion chamber and combustion chamber connected to air-intake devices and powdered metallic fuel supply system that uses a piston.
EFFECT: increase of flight range in larger flight altitude envelope.
2 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетам, оснащенным прямоточными воздушно-реактивными двигателями.The invention relates to rocket technology, in particular to rockets equipped with ramjet engines.
Известна крылатая ракета (патент РФ №2117907 от 20.08.1998, МПК F42B 15/00, F02K 7/18). Крылатая ракета содержит сверхзвуковой двигатель, в камере которого размещена с возможностью выброса через сопло стартово-разгонная ступень с реактивным двигателем, и воздухозаборник с центральным телом.Known cruise missile (RF patent No. 2117907 from 08.20.1998, IPC F42B 15/00, F02K 7/18). A cruise missile contains a supersonic engine, in the chamber of which a launch-acceleration stage with a jet engine and an air intake with a central body can be ejected through the nozzle.
Недостатком аналога является недостаточно большая дальность полета.The disadvantage of the analogue is not a large flight range.
Известна ракета Х-31 («Оружие России 2006-2007», Москва, Военный Парад, 2006, стр.689), наиболее близкая к рассматриваемому изобретению и выбранная в качестве прототипа. Ракета Х-31 выполнена по нормальной аэродинамической схеме сKnown rocket X-31 ("Arms of Russia 2006-2007", Moscow, Military Parade, 2006, p. 689), which is closest to the invention under consideration and selected as a prototype. The X-31 missile is made according to the normal aerodynamic design with
Х-образным расположением консолей крыла и рулей, оснащена стартовым твердотопливным двигателем и прямоточным воздушно-реактивным двигателем, в котором в качестве топлива используется керосин.The X-shaped arrangement of the wing consoles and rudders is equipped with a solid-propellant starting engine and a ramjet engine, in which kerosene is used as fuel.
Недостатком прототипа является недостаточно большая дальность полета.The disadvantage of the prototype is not a large flight range.
Задачей предлагаемого изобретения является увеличение дальности полета путем оснащения ракеты прямоточным воздушно-реактивным двигателем на порошкообразном металлическом горючем.The objective of the invention is to increase the flight range by equipping a rocket ramjet engine on a powdered metal fuel.
Задача решается за счет того, что сверхзвуковая ракета содержит корпус, размещенные в нем аппаратуру системы наведения, аппаратуру системы управления, боевую часть, стартовую двигательную установку, воздухозаборные устройства, аэродинамические поверхности, маршевую двигательную установку, выполненную в виде прямоточного воздушно-реактивного двигателя на порошкообразном металлическом горючем, содержащую систему подачи горючего, бак с горючим, поршень, камеру предварительного горения и камеру окончательного сжигания.The problem is solved due to the fact that a supersonic missile contains a housing, guidance system equipment, control system equipment, a warhead, a starting propulsion system, air intake devices, aerodynamic surfaces, a marching propulsion system made in the form of a ramjet engine in powder form metal fuel containing a fuel supply system, a fuel tank, a piston, a preliminary combustion chamber and a final combustion chamber.
В частном случае исполнения технического решения задача решается за счет того, что стартовая двигательная установка выполнена в виде твердотопливного ракетного двигателя и установлена в маршевой двигательной установке с возможностью сброса.In the particular case of the implementation of the technical solution, the problem is solved due to the fact that the starting propulsion system is made in the form of a solid propellant rocket engine and is installed in the propulsion system with the ability to reset.
Предлагаемое изобретение позволяет увеличить дальность полета при сохранении массово-габаритных параметров ракеты, а также позволяет использовать ракету в более высоких слоях атмосферы за счет оснащения прямоточным воздушно-реактивным двигателем на порошкообразном металлическом горючем.The present invention allows to increase the flight range while maintaining the mass-dimensional parameters of the rocket, and also allows you to use the rocket in higher layers of the atmosphere by equipping a ramjet engine with powdered metal fuel.
На чертеже изображена сверхзвуковая ракета в разрезе, вид сбоку.The drawing shows a supersonic rocket in section, side view.
Сверхзвуковая ракета с двигателем на порошкообразном металлическом горючем (далее ракета), выполненная по нормальной аэродинамической схеме, содержит корпус 1 с размещенной в нем аппаратурой, в том числе аппаратурой системы наведения 2 и аппаратурой системы управления 3, боевую часть 4, двигательную установку. На корпусе размещены боковые воздухозаборники 5 и аэродинамические поверхности, такие как крылья 6 и рулевые поверхности 7.A supersonic rocket with an engine on a powdered metal fuel (hereinafter referred to as a rocket), made according to the normal aerodynamic scheme, comprises a housing 1 with equipment located therein, including guidance system 2 equipment and control system equipment 3, warhead 4, and a propulsion system. On the body there are lateral air intakes 5 and aerodynamic surfaces, such as wings 6 and steering surfaces 7.
Двигательная установка содержит газогенератор 8, систему подачи горючего, камеру предварительного горения 9, камеру окончательного сжигания 10. Система подачи горючего содержит поршень 11, установленный с возможностью перемещения под действием газа, поступающего из газогенератора, и бак с горючим 12. В качестве горючего используют порошкообразное металлическое горючее, например, из алюминия. Содержание металла в горючем 100%. Камера предварительного горения 9 и камера окончательного сжигания 10 соединены с боковыми воздухозаборниками 5.The propulsion system comprises a gas generator 8, a fuel supply system, a preliminary combustion chamber 9, a final combustion chamber 10. The fuel supply system comprises a piston 11 mounted for movement under the action of gas coming from the gas generator, and a fuel tank 12. Powder is used as fuel metal fuel, for example, from aluminum. The metal content in the fuel is 100%. The preliminary combustion chamber 9 and the final combustion chamber 10 are connected to the side air intakes 5.
В состав ракеты входит стартовый твердотопливный ракетный двигатель 13. Стартовый твердотопливный ракетный двигатель 13 размещен в камере окончательного сжигания 10 маршевой двигательной установки.The composition of the rocket includes a starting solid propellant rocket engine 13. The starting solid propellant rocket engine 13 is placed in the final burning chamber 10 of the main propulsion system.
В качестве носителя для ракеты используют самолет (например, как и для прототипа, Су-24М, МиГ-29 и т.д.). Ракета подвешена к носителю с помощью катапультного устройства и связана с системами носителя.An aircraft is used as a carrier for a rocket (for example, as for the prototype, Su-24M, MiG-29, etc.). The rocket is suspended from the carrier using an ejection device and connected to the carrier systems.
Ракета работает следующим образом.The rocket works as follows.
Достигают определенной величины скорости носителя - минимальной скорости пуска. Для работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя необходимо, чтобы после запуска, выработки и сброса стартового твердотопливного ракетного двигателя 13 в момент запуска маршевой двигательной установки скорость полета ракеты достигала скорости запуска прямоточного воздушно-реактивного двигателя, например 1,8 М.Reach a certain value of the speed of the medium - the minimum start speed. For the operation of the ramjet engine, it is necessary that after starting, developing and resetting the starting solid propellant rocket engine 13 at the time of the launch of the propulsion system, the flight speed of the rocket reaches the launch speed of the ramjet engine, for example 1.8 M.
Отделяют ракету от носителя с помощью катапультного устройства. Запускают стартовый твердотопливный ракетный двигатель 13. Разгоняют ракету до скорости запуска прямоточного воздушно-реактивного двигателя, например 1,8 М. После выработки топлива стартового твердотопливного ракетного двигателя 13 сбрасывают его. Запускают маршевую двигательную установку ракеты.Separate the rocket from the carrier using an ejection device. The starting solid propellant rocket engine is started 13. The rocket is accelerated to the speed of starting a ramjet engine, for example 1.8 M. After the fuel is developed, the starting solid propellant rocket engine 13 is reset. The marching propulsion system of the rocket is launched.
Перемещают поршень 11 под действием газа из газогенератора 8, подают порошкообразное металлическое горючее в камеру предварительного горения 9. В камере предварительного горения 9 происходит смешение порошкообразного металлического горючего с воздухом, поступающим из боковых воздухозаборников 5, и воспламенение. Продукты первичного горения поступают из камеры предварительного горения 9 в камеру окончательного сжигания 10, где смешиваются с воздухом, поступающим из боковых воздухозаборников 5, и происходит основное горение. На маршевом участке полета скорость ракеты может изменяться в диапазоне 1,8-4 М.The piston 11 is moved under the action of gas from the gas generator 8, the powdered metal fuel is fed into the pre-combustion chamber 9. In the pre-combustion chamber 9, the powdered metal fuel is mixed with the air coming from the side air intakes 5 and ignited. The primary combustion products come from the preliminary combustion chamber 9 to the final combustion chamber 10, where they are mixed with air coming from the side air intakes 5, and the main combustion takes place. On the marching flight section, the rocket speed can vary in the range of 1.8-4 M.
С помощью системы наведения и системы управления выполняют заданную летную программу ракеты.Using the guidance system and control system perform a given flight program of the rocket.
Техническое решение относится к ракетной технике, в частности к ракетам, оснащенным прямоточными воздушно-реактивными двигателями. Использование технического решения позволяет значительно увеличить дальность полета, а также расширить диапазон высот, в которых возможно использование ракеты.The technical solution relates to rocket technology, in particular to rockets equipped with ramjet engines. Using a technical solution can significantly increase the flight range, as well as expand the range of heights in which the use of a rocket is possible.

Claims (2)

1. Сверхзвуковая ракета, содержащая корпус, размещенные в нем аппаратуру системы наведения, аппаратуру системы управления, боевую часть, воздухозаборные устройства, аэродинамические поверхности, стартовую двигательную установку и маршевую двигательную установку, выполненную в виде прямоточного воздушно-реактивного двигателя, систему подачи горючего и бак с горючим, отличающаяся тем, что маршевая двигательная установка содержит камеру предварительного горения и камеру окончательного сжигания, соединенные с воздухозаборными устройствами, и использует порошкообразное металлическое горючее, а система подачи горючего содержит поршень.1. A supersonic rocket containing a housing, guidance equipment, control system equipment, warhead, air intake devices, aerodynamic surfaces, a starting propulsion system and a propulsion system made in the form of a ramjet engine, a fuel supply system and a tank with fuel, characterized in that the mid-flight propulsion system comprises a preliminary combustion chamber and a final combustion chamber connected to air intake devices by you, and uses powdered metal fuel, and the fuel supply system contains a piston.
2. Сверхзвуковая ракета по п.1, отличающаяся тем, что стартовая двигательная установка выполнена в виде твердотопливного ракетного двигателя и установлена в маршевой двигательной установке с возможностью сброса. 2. The supersonic rocket according to claim 1, characterized in that the starting propulsion system is made in the form of a solid propellant rocket engine and is installed in the propulsion system with a reset possibility.
RU2009141287/11A 2009-11-10 2009-11-10 Supersonic missile with powdered metallic fuel engine RU2410291C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2009141287/11A RU2410291C1 (en) 2009-11-10 2009-11-10 Supersonic missile with powdered metallic fuel engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2009141287/11A RU2410291C1 (en) 2009-11-10 2009-11-10 Supersonic missile with powdered metallic fuel engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2410291C1 true RU2410291C1 (en) 2011-01-27

Family

ID=46308359

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2009141287/11A RU2410291C1 (en) 2009-11-10 2009-11-10 Supersonic missile with powdered metallic fuel engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2410291C1 (en)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU171408U1 (en) * 2016-10-27 2017-05-30 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) Rocket ramjet air supply system
RU2635757C1 (en) * 2016-10-13 2017-11-15 Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Method of control of ramjet engine of winged rocket
CN109826707A (en) * 2018-12-19 2019-05-31 哈尔滨工程大学 Half clad type multistage power underwater bottom-sealing device of one kind and control method

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Оружие России 2006-2007, Москва, Военный Парад, 2006, стр.689. *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2635757C1 (en) * 2016-10-13 2017-11-15 Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Method of control of ramjet engine of winged rocket
RU171408U1 (en) * 2016-10-27 2017-05-30 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) Rocket ramjet air supply system
CN109826707A (en) * 2018-12-19 2019-05-31 哈尔滨工程大学 Half clad type multistage power underwater bottom-sealing device of one kind and control method

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2522699C1 (en) Method of extending flying range of artillery shell
RU2410291C1 (en) Supersonic missile with powdered metallic fuel engine
Feodosiev et al. Introduction to rocket technology
JPH0849999A (en) Missile by air suction type propulsion assistance
RU2366593C1 (en) Military-space airplane with aviation-based fighting laser
Fry et al. The US Navy's Contributions to Airbreathing Missile Propulsion Technology
JPH0886245A (en) Scram jet test missile adapted so as to be discharged from gun
RU2352894C1 (en) Underwater missile
CN112594089A (en) Shuttle dart type vertical launching returnable hypersonic missile aircraft
Hewitt Status of ramjet programs in the United States
RU2380651C1 (en) Multistaged air-defense missile
RU2532954C1 (en) Drone
US20130269313A1 (en) Propulsion system for flying machine, particularly for a missile
RU2380282C1 (en) Hypersonic aircraft and onboard combat laser
RU2579409C1 (en) Method of hitting above-water and ground targets with hypersonic cruise missile and device therefor
RU2690236C1 (en) Supersonic rotary rocket
RU2386921C1 (en) Multistage anti-aircraft missile and method of its tactical employment
RU2603305C1 (en) Return carrier rocket stage
RU2609549C1 (en) Return stage of rocket vehicle and method of its operation
RU2380647C1 (en) Multistaged cruise missile
RU2602656C1 (en) Return carrier rocket stage, method of its operation and gas turbine engine
RU2742515C1 (en) Compound propulsion system of reusable first stage launcher
RU2380650C1 (en) Air-defense missile
RU2538645C1 (en) Method of extending area of applicability of coned-bore rocket and coned-bore rocket implementing method
RU2744736C1 (en) Reusable first stage launch vehicle

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20111111