RU2459969C1 - Заряд твердого топлива для ракетного двигателя авиационной ракеты - Google Patents
Заряд твердого топлива для ракетного двигателя авиационной ракеты Download PDFInfo
- Publication number
- RU2459969C1 RU2459969C1 RU2011112771/06A RU2011112771A RU2459969C1 RU 2459969 C1 RU2459969 C1 RU 2459969C1 RU 2011112771/06 A RU2011112771/06 A RU 2011112771/06A RU 2011112771 A RU2011112771 A RU 2011112771A RU 2459969 C1 RU2459969 C1 RU 2459969C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- charge
- solid
- aircraft
- engine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Заряд твердого топлива ракетного двигателя авиационной ракеты содержит забронированную по боковой поверхности и переднему торцу шашку твердого ракетного топлива со звездообразным каналом. Звездообразный канал содержит равномерно чередующиеся выступы и впадины, высота и толщина которых определяется зависимостями, защищаемыми настоящим изобретением. У заднего торца заряда выполнена коническая обточка по наружному диаметру заряда на длине 0,05…0,07 длины шашки твердого ракетного топлива, под углом 18…20° к продольной оси заряда. Изобретение позволяет повысить удельный импульс тяги ракетного двигателя твердого топлива, а также снизить влияние факела двигателя ракеты, стартующей из-под фюзеляжа самолета, на работоспособность двигателя самолета. 4 ил.
Description
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ), преимущественно для авиационных штурмовых ракет.
При боевом применении авиационных штурмовых ракет, предназначенных для вооружения истребителей-бомбардировщиков (типа МИГ-29), необходимо обеспечить устранение отрицательного воздействия реактивной струи продуктов сгорания (ПС) ракетного двигателя на авиационный двигатель (АД) самолета-носителя, а именно: исключить либо свести к допустимому минимуму выброс твердых частиц из ракетного двигателя (дегрессивных остатков ТРТ заряда, остатков бронепокрытия заряда, представляющих опасность для эксплутационнной прочности лопаток входных колес компрессора АД), а также обеспечить минимальное воздействие факела стартующих авиационных ракет, в т.ч. в режиме «залпа», на работоспособность АД, а именно: исключить помпаж АД, за счет «засасывания» факела РДТТ стартующих ракет в воздухозаборник АД.
В части уменьшения влияния выброса твердых частиц из РДТТ техническая проблема практически решена в пат. RU 2178092 (заявка 99123147 от 11.11.99 г.), пат. RU 2298109 (заявка RU 2005 122745 от 18.07.05 г.), пат. RU 2355906 (заявка RU 2007 136853 от 04.10.07 г.).
В части уменьшения (устранения) влияния факела РДТТ на помпаж АД указанная проблема частично решена путем проектирования и внедрения в производство зарядов ТРТ и РД с учетом использования в составе рецептуры ТРТ заряда ракетного двигателя пламегасящих добавок (пат. US 2444957, RU 2185356 и др.). Однако такой способ решения указанной технической проблемы обладает существенным недостатком, а именно, сопровождается значительным снижением энергетики ТРТ (удельного импульса), что в свою очередь понижает боевую эффективность ракет (дальность стрельбы и др.).
За прототип патентуемого технического решения принята конструкция заряда по пат. RU 2178092 (заявка RU 99123147 от 1.11.1999 г., МПК F02K 9/18).
Технической задачей изобретения является разработка конструкции вкладного заряда ТРТ с пониженным отрицательным влиянием факела истекающей струи ракетного двигателя стартующих из-под фюзеляжа самолета ракет на работоспособность АД самолета-носителя и с повышенным, по сравнению с прототипом, удельным импульсом ТРТ заряда и импульса тяги РДТТ в целом.
Технический результат изобретения заключается в разработке вкладной конструкции заряда для ракетного двигателя авиационной ракеты в виде канальной шашки со звездообразным каналом, бронированной по боковой поверхности, при этом канал шашки выполнен в виде многолучевой звезды с равномерно чередующимися выступами и впадинами с шириной (B) и высотой (H) выступов звездообразного канала 0,25…0,30е, где , dш - диаметр по боковой поверхности шашки, dвп - диаметр канала шашки по впадинам звездообразного профиля, e - горящий свод, причем передний торец шашки забронирован, а у заднего торца заряда выполнена коническая обточка по наружному диаметру заряда на длине LK=(0,05…0,07)Lш, где Lш - длина шашки твердого ракетного топлива под углом ~18-20° к продольной оси заряда (Фиг.1, Фиг.2).
Сущность изобретения заключается в обеспечении патентуемой конструкцией заряда двухрежимности расходной характеристики ракетного двигателя за счет соответствующих зависимостей S(e), p(τ), где S - горящая поверхность заряда ТРТ, p - давление в камере сгорания (КС), а именно в виде форсажного режима и последующего в основном прогрессивного маршевого режима (Фиг.3).
Сущность изобретения заключается также в обеспечении (за счет патентуемой конструкции заряда) пролета авиационной ракеты вдоль фюзеляжа самолета на форсажном режиме работы РДТТ расстояния L (Фиг.4) в течение ограниченного времени порядка ~0,15…0,30 с, применительно к существующим конструкциям современных самолетов-носителей, что обеспечивается в первую очередь толщиной и высотой выступов звездообразного профиля канала заряда в пределах 0,25…0,30e, а выполнение конической обточки у заднего торца заряда в пределах (0,05…0,07)Lш и под углом 18…20° к продольной оси заряда позволяет обеспечить необходимую продолжительность маршевого режима, включая «внутренний промежуточный» режим, близкий к нейтральному (Фиг.3), с переходом на маршевый прогрессивный режим горения заряда с достижением высокой полетной скорости ракеты. В течение указанного времени форсажного режима исключено засасывание факела струи РДТТ как такового (Фиг.4) в воздухозаборник АД, что обеспечивает безопасность пуска ракет для самолета-носителя. Такому режиму полета ракеты соответствует конструкция заряда (Фиг.1, Фиг.2), обеспечивающая форсажный режим работы РДТТ (Фиг.3). После прохождения ракетой (Фиг.4) сечения фюзеляжа самолета с воздухозаборниками расход продуктов сгорания (ПС) РДТТ ракеты и соответственно длина и размеры в целом факела РДТТ резко уменьшаются и влияние факела на помпаж АД практически также исключается. С удалением ракеты от самолета-носителя расход ПС РДТТ увеличивается (Фиг.3), растет тяга ракеты, увеличивается скорость, за счет чего ракеты устойчиво аэродинамически стабилизируются в полете и обеспечивают эффективное (по дальности, точности, кучности) поражение цели.
Для обеспечения указанного на Фиг.3 характера кривых P(τ), R(τ) в части форсажного режима выполняют ширину (B) и высоту (H) выступов (Фиг.2) звездообразного канала не менее 0,25е, что обеспечивает необходимую минимальную продолжительность форсажного режима, и не более 0,30e, что обеспечивает допустимую максимальную продолжительность форсажного режима и безопасный для АД переход ракетой сечения фюзеляжа самолета с воздухозаборниками АД, а выполнение конической обточки на небронированном торце на длине (0,05…0,07)Lш и под углом 18…20°, с учетом вышеуказанных соотношений, обеспечивает требуемый нейтрально-прогрессивный маршевый режим зависимостей S(e), P(τ), R(τ).
За счет обеспечения вышеуказанного режима работы РДТТ в целом для патентуемого заряда могут быть использованы баллиститные топлива со средней и повышенной калорийностью с минимальным содержанием пламегасящих добавок и соответственно с повышенным удельным импульсом 210…220 кгс/кг, превышающим импульс прототипа (~190…200 кгс/кг) при стандартных условиях (Pк/Pа=40/1, при Т=20°C), где Pк - давление в камере сгорания РДТТ, Pа - давление на срезе сопла РДТТ.
Изобретение поясняется графическими материалами.
Фиг.1. Патентуемая конструкция заряда ТРТ
1 - шашка ТРТ
2 - боковое бронепокрытие
3 - торцевое бронепокрытие
4 - канал шашки
5 - коническая обточка заднего торца шашки
Фиг.2. Поперечное сечение патентуемой конструкции заряда
Фиг.3. Зависимости S(e), p(τ), R(τ) для патентуемой конструкции
6 - форсажный режим работы РДТТ
7 - нейтрально-прогрессивный маршевый режим работы РДТТ
Фиг.4. Взаимное расположение самолета-носителя и запускаемых из пускового блока ракет при боевом пуске ракет.
8 - пусковой блок
9 - воздухозаборник АД
10 - ракета
L - расстояние между выходным сечением сопла РДТТ (в пусковом блоке ракеты) и сечением воздухозаборника АД
Lф1 - длина факела РДТТ при форсажном режиме и на прогрессивном участке маршевого режима
Lф2 - длина факела на нейтральном участке маршевого режима
υрак - скорость ракеты
υcaм - скорость самолета
Пример практической реализации патентуемой конструкции
Патентуемый заряд состоит из шашки ТРТ со звездообразным каналом, бронированной по боковой поверхности и переднему торцу.
Патентуемая конструкция изготавливалась в виде опытного образца заряда из баллиститного топлива в виде цилиндрической шашки со звездообразным 6-лучевым каналом, бронированной по боковой наружной поверхности и переднему торцу. Размеры заряда составляли (Фиг.1, Фиг.2): Lш=544 мм, dш=72,5 мм, LK=28 мм, dвп=34 мм, В=7.5 мм, Н=7.5 мм.
Заряд работает следующим образом: воспламенитель заряда поджигается форсом электропиропатрона. Продуктами сгорания воспламенителя поджигаются небронированные поверхности заряда. Образующиеся продукты сгорания заряда (ТРТ) истекают через соплоблок РДТТ, создавая тягу ракетного двигателя, и обеспечивают необходимую скорость полета ракеты.
Положительный эффект изобретения - повышение эффективности авиационных ракет (дальности, точности, кучности стрельбы)
Claims (1)
- Заряд твердого топлива для ракетного двигателя авиационной ракеты, содержащий шашку твердого ракетного топлива, при этом в шашке выполнен звездообразный канал с равномерно чередующимися выступами и впадинами, отличающийся тем, что высота (Н) и толщина (В) выступов составляет (0,25…0,30)е, где , при этом dш - диаметр по боковой поверхности шашки, dвп - диаметр канала заряда по впадинам звездообразного профиля, причем шашка забронирована по боковой поверхности и переднему торцу, а у заднего торца заряда выполнена коническая обточка по наружному диаметру заряда на длине LK=(0,05…0,07)Lш, где Lш - длина шашки твердого ракетного топлива, под углом 18…20° к продольной оси заряда.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011112771/06A RU2459969C1 (ru) | 2011-04-01 | 2011-04-01 | Заряд твердого топлива для ракетного двигателя авиационной ракеты |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011112771/06A RU2459969C1 (ru) | 2011-04-01 | 2011-04-01 | Заряд твердого топлива для ракетного двигателя авиационной ракеты |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2459969C1 true RU2459969C1 (ru) | 2012-08-27 |
Family
ID=46937839
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2011112771/06A RU2459969C1 (ru) | 2011-04-01 | 2011-04-01 | Заряд твердого топлива для ракетного двигателя авиационной ракеты |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2459969C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2564745C1 (ru) * | 2014-11-18 | 2015-10-10 | Акционерное общество "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Твердотопливный заряд для ракетного двигателя авиационной ракеты и устройство для его формования |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4738100A (en) * | 1984-12-06 | 1988-04-19 | Werkzeugmaschinenfabrik Oerlikon Buehrle Ag | Boost-sustain-boost rocket |
RU2145674C1 (ru) * | 1999-06-10 | 2000-02-20 | Пермский завод им.С.М.Кирова | Заряд ракетного твердого топлива |
RU2178092C2 (ru) * | 1999-11-01 | 2002-01-10 | Государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Заряд твердого топлива для ракетного двигателя |
RU2220311C1 (ru) * | 2003-04-04 | 2003-12-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Пермский завод им. С.М. Кирова" | Заряд ракетного твердого топлива |
RU2282741C1 (ru) * | 2005-01-11 | 2006-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Заряд твердого ракетного топлива для разгонно-маршевого ракетного двигателя управляемой ракеты |
RU2362035C1 (ru) * | 2007-11-27 | 2009-07-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Заряд твердого ракетного топлива |
-
2011
- 2011-04-01 RU RU2011112771/06A patent/RU2459969C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4738100A (en) * | 1984-12-06 | 1988-04-19 | Werkzeugmaschinenfabrik Oerlikon Buehrle Ag | Boost-sustain-boost rocket |
RU2145674C1 (ru) * | 1999-06-10 | 2000-02-20 | Пермский завод им.С.М.Кирова | Заряд ракетного твердого топлива |
RU2178092C2 (ru) * | 1999-11-01 | 2002-01-10 | Государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Заряд твердого топлива для ракетного двигателя |
RU2220311C1 (ru) * | 2003-04-04 | 2003-12-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Пермский завод им. С.М. Кирова" | Заряд ракетного твердого топлива |
RU2282741C1 (ru) * | 2005-01-11 | 2006-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Заряд твердого ракетного топлива для разгонно-маршевого ракетного двигателя управляемой ракеты |
RU2362035C1 (ru) * | 2007-11-27 | 2009-07-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Заряд твердого ракетного топлива |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2564745C1 (ru) * | 2014-11-18 | 2015-10-10 | Акционерное общество "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Твердотопливный заряд для ракетного двигателя авиационной ракеты и устройство для его формования |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US9823053B1 (en) | Solid-fuel ramjet ammunition | |
Naumann et al. | Double-pulse solid rocket motor technology-applications and technical solutions | |
RU2282741C1 (ru) | Заряд твердого ракетного топлива для разгонно-маршевого ракетного двигателя управляемой ракеты | |
RU2685610C1 (ru) | Бронебойный активно-реактивный снаряд | |
RU2435979C1 (ru) | Двухимпульсный ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2459969C1 (ru) | Заряд твердого топлива для ракетного двигателя авиационной ракеты | |
RU2493533C1 (ru) | Активно-реактивный снаряд | |
KR102269204B1 (ko) | 램제트 기관을 구비하는 발사체 | |
KR101609507B1 (ko) | 사거리 연장형 램제트 추진탄 | |
RU2410291C1 (ru) | Сверхзвуковая ракета с двигателем на порошкообразном металлическом горючем | |
US2935946A (en) | Telescoping ram jet construction | |
RU2686546C1 (ru) | Бронебойный активно-реактивный снаряд | |
KR101987170B1 (ko) | 포 발사 적용을 위한 점화보조물질이 도포된 램제트 고체연료 | |
RU2527250C2 (ru) | Способ уменьшения донного сопротивления и отсоса пограничного слоя подвижных, например, метаемых, тел в форме снаряда или пули с преимущественно оживальной или заострённой носовой частью и тело в форме снаряда или пули с преимущественно оживальной или заострённой носовой частью | |
RU2513326C1 (ru) | Способ стрельбы управляемым артиллерийским снарядом | |
RU2464440C1 (ru) | Твердотопливный заряд для ракетного двигателя | |
US7117797B2 (en) | Pyrotechnic charge structure | |
RU2133864C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2333379C1 (ru) | Двигательная установка безоткатного орудия | |
RU2378524C1 (ru) | Двигатель реактивного боеприпаса | |
RU2451816C1 (ru) | Твердотопливный заряд для ракетного двигателя | |
RU2799263C1 (ru) | Интегральный прямоточный воздушно-реактивный двигатель | |
RU2259495C2 (ru) | Заряд твердого ракетного топлива | |
US10690443B1 (en) | Rocket motor with combustion product deflector | |
RU166170U1 (ru) | Управляемая ракета с увеличенной тягой двигательной установки на твердом топливе |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20130912 |
|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190402 |