RU2493533C1 - Active jet projectile - Google Patents
Active jet projectile Download PDFInfo
- Publication number
- RU2493533C1 RU2493533C1 RU2012108728/11A RU2012108728A RU2493533C1 RU 2493533 C1 RU2493533 C1 RU 2493533C1 RU 2012108728/11 A RU2012108728/11 A RU 2012108728/11A RU 2012108728 A RU2012108728 A RU 2012108728A RU 2493533 C1 RU2493533 C1 RU 2493533C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- charge
- gas generator
- afterburner
- projectile
- fuel
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Solid Fuels And Fuel-Associated Substances (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к военной технике, а именно к активно-реактивным артиллерийским снарядам, предназначенным для стрельбы из артиллерийских орудий.The invention relates to military equipment, namely to active-reactive artillery shells intended for firing from artillery pieces.
Известна конструкция 152-мм неуправляемого активно-реактивного снаряда (АРС) с прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ПВРД) на твердом топливе (ТТ) «тянущей» схемы [Зеленцов В.В., Никитина И.Е., Смирнов В.Е. «Перспективы развития боеприпасов дальнобойной морской артиллерии». «Оборонная техника», 2002, №11, с.9-14].A known design of a 152-mm uncontrolled active-reactive projectile (ARS) with a ramjet engine (ramjet) on solid fuel (TT) "pulling" scheme [Zelentsov V.V., Nikitina I.E., Smirnov V.E. "Prospects for the development of ammunition of long-range naval artillery." “Defense equipment”, 2002, No. 11, pp. 9-14].
В рассматриваемой конструкции активно-реактивный снаряд, содержащий боевую часть и ракетно-прямоточный двигатель (РПД), РПД установлен в головной части артиллерийского снаряда. Кольцевая камера дожигания расположена вокруг газовода, по которому в нее из газогенератора (ГГ) поступают продукты первичного разложения твердого топлива (ТТ) для последующего дожигания в кислороде воздуха, играющего роль окислителя и поступающего в камеру через воздухозаборник. Для увеличения газоприхода, а, следовательно, и тяги ПВРД в камере ГГ размещен заряд ТТ топлива торцевого горения.In the design under consideration, an active-rocket projectile containing a warhead and a direct-flow rocket engine (RPD), an RPD is installed in the head of an artillery shell. An annular afterburner is located around the gas duct, through which the products of primary decomposition of solid fuel (TT) are supplied from the gas generator (GG) for subsequent afterburning in oxygen of the air, which plays the role of an oxidizer and enters the chamber through the air intake. To increase the gas intake, and, consequently, the ramjet thrust, a fuel charge of the end-face fuel is placed in the GG chamber.
Недостатками рассматриваемой конструкции являются: головное расположение РПД, снижающее эффективность действия снаряда у цели; невозможность применения головных взрывателей, выпускаемых отечественной промышленностью; необходимость применения специального инициирующего устройства для воспламенения заряда ГГ; большая длина тракта подачи продуктов горения ГГ в камеру дожигания, увеличивающая потери энергии газового потока, приводящие к снижению температуры газов и, следовательно, тяги двигателя.The disadvantages of this design are: the head location of the RPD, which reduces the effectiveness of the projectile at the target; the impossibility of using head fuses produced by domestic industry; the need to use a special initiating device for igniting the charge of the GG; a large length of the supply path of the GG combustion products to the afterburner, which increases the energy loss of the gas stream, leading to a decrease in the temperature of the gases and, consequently, the engine thrust.
Известна конструкция АРС «толкающей» схемы с использованием ракетно-прямоточного двигателя (РПД) [Никитина И.Е. «Перспективы развития атмосферных беспилотных летательных аппаратов и артиллерийских снарядов с комбинированными двигательными установками». Оборонная техника, 1998, №8-9, с.48-52], являющегося наиболее близким аналогом для предлагаемого изобретения. АРС состоит из боевой части и РПД, расположенного в кормовой части снаряда. РПД включает в себя твердотопливный газогенератор, расположенный в его передней части, кольцевой воздухозаборник, находящийся над газогенератором, и камеру дожигания с дополнительным зарядом ТТ. Данная конструкция лишена перечисленных выше недостатков.The known design of the ARS "pushing" scheme using a rocket-ram engine (RPD) [Nikitina I.E. "Prospects for the development of atmospheric unmanned aerial vehicles and artillery shells with combined propulsion systems." Defense technology, 1998, No. 8-9, p. 48-52], which is the closest analogue to the invention. ARS consists of a warhead and RPD located in the aft part of the projectile. RPD includes a solid fuel gas generator located in its front part, an annular air intake located above the gas generator, and an afterburner with an additional TT charge. This design is devoid of the above disadvantages.
Однако при такой конструкции снаряда, предусматривающей размещение газогенератора в центральном теле воздухозаборного устройства, существенно уменьшается масса заряда ГГ. Эффективность сгорания дополнительного заряда, размещенного к камере дожигания мала, так как его горение происходит при пониженном давлении и высоких скоростях газового потока, протекающего через камеру дожигания. За счет последовательного размещения воздухозаборного устройства с ГГ и камеры дожигания увеличиваются продольные размеры РПД, что приводит к уменьшению массы БЧ, а, следовательно, и эффективности действия снаряда по цели, или увеличению общей длины снаряда, что может нарушить устойчивость его движения на траектории, а так же увеличить общую длину выстрела, что не позволит использовать штатную боеукладку артиллерийской системы.However, with such a design of the projectile, which provides for the placement of a gas generator in the central body of the air intake device, the mass of the GG charge is significantly reduced. The combustion efficiency of the additional charge placed to the afterburner is small, since its combustion occurs at reduced pressure and high speeds of the gas stream flowing through the afterburner. Due to the sequential placement of an air intake device with a hot gas cylinder and an afterburner, the longitudinal dimensions of the RPD increase, which leads to a decrease in warhead mass, and, consequently, in the efficiency of the projectile’s action on the target, or in an increase in the total length of the projectile, which can disrupt the stability of its movement on the trajectory, and also increase the total length of the shot, which will not allow the use of full-time ordnance of the artillery system.
Технической задачей изобретения является увеличение дальности полета активно-реактивного снаряда при сохранении его штатных габаритных размеров за счет применения РПД повышенной эффективности за счет увеличения массы заряда и времени работы ГГ, а следовательно, и полного импульса тяги РПД.An object of the invention is to increase the flight range of an active-rocket projectile while maintaining its nominal overall dimensions due to the use of RPD of increased efficiency due to an increase in the mass of the charge and the operating time of the GG, and therefore the total impulse of the RPD thrust.
Данная техническая задача в рамках предлагаемого изобретения решается тем, что АРС содержит головной взрыватель, привинтную головку, корпус боевой части (БЧ), взрывчатое вещество, ведущий поясок, ракетно-прямоточный двигатель, размещенный в кормовой части снаряда и содержащий газогенератор с зарядом твердого топлива и опорной решеткой, камеру дожигания, кольцевой воздухозаборник. При этом камера дожигания имеет вид кольца и расположена вокруг газогенератора, заряд твердого топлива состоит из двух полузарядов, переднего и заднего, торцевого горения, обращенных друг к другу горящими поверхностями, с образованием между ними кольцевой полости, связанной отверстиями с камерой дожигания, передний полузаряд размещен в корпусе БЧ и закреплен опорной решеткой, выполненной в виде металлического диска с отверстиями диаметром d=(2…6) мм, а задний полузаряд размещен в корпусе газогенератора и выполнен меньшим диаметром, чем передний. Передний полузаряд может быть выполнен составным: основной части из смесевого топлива и таблетки, примыкающей к опорной решетке из баллиститного топлива.This technical problem in the framework of the present invention is solved in that the ARS contains a head fuse, a screw head, a warhead housing (warhead), an explosive, a lead belt, a ramjet engine located in the aft part of the projectile and containing a gas generator with a charge of solid fuel and support grill, afterburner, annular air intake. In this case, the afterburner has the form of a ring and is located around the gas generator, the solid fuel charge consists of two half charges, front and rear, end combustion facing each other with burning surfaces, with the formation of an annular cavity between them connected by openings with the afterburner, the front half charge is placed in the warhead housing and is fixed by a support grid made in the form of a metal disk with holes with a diameter of d = (2 ... 6) mm, and the rear half charge is placed in the gas generator housing and is made smaller in diameter than Independent user. The front half charge can be made integral: the main part of mixed fuel and tablets adjacent to the support grid of ballistic fuel.
Суть изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 представлен общий вид активно-реактивного снаряда, на фиг.2 - ракетно-прямоточный двигатель, установленный в кормовой части активно-реактивного снаряда, на фиг.3 - ракетно-прямоточный двигатель с составным передним полузарядом.The essence of the invention is illustrated by drawings, in which Fig. 1 shows a general view of an active-rocket projectile, in Fig. 2 - a ramjet engine installed in the aft of an active-jet projectile, in Fig. 3 - a ramjet engine with a composite front half charge .
Активно-реактивный снаряд (фиг.1) состоит из головного взрывателя 1, привинтной головки 2, корпуса БЧ 3, взрывчатого вещества 4, ведущего пояска 5 ракетно-прямоточного двигателя 6.Active-rocket projectile (figure 1) consists of a head fuse 1, a screw head 2, the body of the warhead 3, an explosive 4, a leading belt 5 rocket-ram engine 6.
При этом РПД (фиг.2) состоит из следующих основных элементов: переднего полузаряда 7 торцевого горения, размещенного в корпусе 3; опорной решетки 8, предназначенной для фиксации переднего полузаряда; камеры ракетно-прямоточного двигателя 9, с выполненным в ней кольцевым воздухозаборником 10 и соединенной с корпусом резьбовым соединением; корпуса газогенератора 11 с отверстиями 12, связывающими ГГ с камерой дожигания 13, образованной наружной поверхностью корпуса газогенератора и внутренней поверхностью камеры дожигания и выполненной кольцевой; заднего полузаряда 14 торцевого горения, расположенного в корпусе ГГ, составляющим с передним полузарядом 7 заряд твердого топлива, а также многосоплового блока 15, навернутого на корпус РПД.In this case, the RPD (figure 2) consists of the following main elements: the
Опорная решетка 8 выполнена в виде металлического диска с отверстиями диаметром d=(2…6) мм. Размер отверстий в опорной решетке выбран на основе обработки экспериментальных данных. Отверстия диаметром менее 2 мм могут забиваться твердыми частицами, содержащимися в продуктах сгорания заряда твердого топлива, а при их диаметре более 6 мм возрастает риск выдавливания через них топлива переднего полузаряда под действием продольных перегрузок при выстреле. Для предотвращения выдавливания топлива под действием продольных перегрузок, возникающих при выстреле, передний полузаряд может быть изготовлен состоящим из двух зарядов: основного из низкопрочного смесевого ТТ и непосредственно примыкающей к опорной решетке таблетки баллиститного топлива, имеющего существенно более высокие прочностные характеристики. Такая конструкция переднего составного заряда, выполненного из шашки смесевого ТТ 7, и таблетки баллиститного топлива 16, используется в ракетно-прямоточном двигателе, изображенном на фиг.3.The supporting
Описываемый активно-реактивный снаряд с учетом вышеприведенного описания функционирует следующим образом. При выстреле продукты сгорания метательного заряда воздействуют на дно АРС, состоящего из головного взрывателя 1, привинтной головки 2, корпуса БЧ 3, взрывчатого вещества 4, ведущего пояска 5 ракетно-прямоточного двигателя 6. АРС под действием давления газов ускоренно движется по каналу ствола, набирая скорость. Проходя через отверстия многосоплового блока 15 и отверстия 12, газы метательного заряда воспламеняют заряд твердого топлива, состоящий из переднего 7 и заднего 14 полузарядов торцевого горения. Использование двух переднего и заднего полузарядов торцевого горения позволяет увеличить время работы, массу заряда твердого топлива и массовый приход газа в камеру дожигания.The described active-reactive projectile, taking into account the above description, operates as follows. When fired, the products of combustion of the propellant charge act on the bottom of the APC, consisting of a head fuse 1, a screw head 2, a warhead 3, an explosive 4, a driving belt 5 of a ramjet engine 6. The APC moves rapidly through the barrel bore under the action of gas pressure, gaining speed. Passing through the openings of the
После вылета АРС из ствола продукты разложения переднего и заднего полузарядов через отверстия 12 поступают в камеру дожигания 13, выполненную кольцевой. Расположение камеры дожигания вокруг ГГ позволяет сократить продольные размеры РПД, что не приводит к увеличению общей длины АРС по сравнению со штатным снарядом. При расположении отверстий 12 в непосредственной близости от камеры дожигания 13 существенно снижаются тепловые и газодинамические потери энергии потока, поступающего в камеру дожигания, что повышает эффективность работы РПД.After the departure of the APC from the barrel, the decomposition products of the front and rear half charges through the
Опорная решетка 8, выполненная в виде металлического диска, с отверстиями диаметром 2…6 мм, обеспечивает фиксацию переднего полузаряда при выстреле, предотвращает засорение указанных отверстий твердыми частицами, содержащимися в продуктах сгорания топлива, и выдавливание через них топлива переднего полузаряда под действием продольных перегрузок, не препятствуя в то же время поступлению продуктов горения этого полузаряда в отверстия опорной решетки.The
После вылета из ствола через кольцевой воздухозаборник 10 в камеру дожигания 13 поступает воздух из окружающего пространства. В камере дожигания происходит смешение поступающего через воздухозаборник воздуха с продуктами разложения заряда твердого топлива, состоящего из переднего и заднего полузарядов, в результате чего последние догорают в кислороде воздуха, выделяя тепловую энергию, и сообщают дополнительную скорость газам, истекающим из многосоплового блока 15. Истекающие из многосоплового блока газы создают тяговое усилие, которое сообщает АРС дополнительную скорость, увеличивая тем самым дальность его полета.After departure from the barrel through the annular air intake 10 into the
Необходимо отметить, что опорная решетка не полностью исключает пластические деформации переднего полузаряда под действием продольных перегрузок. Величина этих деформаций определяется значением действующей перегрузки, размерами отверстий и прочностными свойствами заряда твердого топлива. Исходя из энергетических характеристик, для использования в РПД предпочтение отдают смесевому ТТ. Однако при использовании смесевого топлива со сравнительно невысоким значением модуля упругости, при выстреле под действием продольных перегрузок может наблюдаться выдавливание топлива переднего полузаряда через отверстия опорной решетки, образование трещин на поверхности его горения. Для предотвращения этого целесообразно установить между опорной решеткой и передним полузарядом из смесевого топлива таблетку, выполненную из баллиститного топлива, имеющего значительно более высокие прочностные характеристики, чем смесевое ТТ. В этом случае величина пластических деформаций существенно снизится, или они вообще не будут наблюдаться, будет исключено образование трещин, либо, если они будут возникать, то на поверхности таблетки баллиститного топлива, а основной состав смесевого топлива переднего полузаряда будет защищен от трещинообразования.It should be noted that the support lattice does not completely exclude plastic deformations of the front half-charge under the action of longitudinal overloads. The magnitude of these deformations is determined by the value of the current overload, the size of the holes and the strength properties of the charge of solid fuel. Based on the energy characteristics, for use in the RPD, preference is given to mixed TT. However, when using mixed fuel with a relatively low value of the elastic modulus, when firing under the influence of longitudinal overloads, extrusion of the fuel of the front half charge through the holes of the support lattice and the formation of cracks on its burning surface can be observed. To prevent this, it is advisable to install between the support grid and the front half charge of mixed fuel a tablet made of ballistic fuel, which has significantly higher strength characteristics than mixed TT. In this case, the value of plastic deformations will significantly decrease, or they will not be observed at all, crack formation will be excluded, or, if they occur, then on the surface of the ballistic fuel tablet, and the main composition of the mixed fuel of the front half-charge will be protected from cracking.
Предлагаемая конструкция активно-реактивного снаряда позволяет увеличить дальность его полета при сохранении штатных габаритных размеров за счет сообщения ему дополнительного импульса тягой ракетно-прямоточного двигателя. Она прошла апробацию в ходе летных испытаний на базе заявителя с положительным результатом.The proposed design of an active-rocket allows to increase its flight range while maintaining the standard overall dimensions due to the message to him of an additional impulse by the thrust of a rocket-ram engine. She was tested during flight tests on the basis of the applicant with a positive result.
Claims (2)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012108728/11A RU2493533C1 (en) | 2012-05-29 | 2012-05-29 | Active jet projectile |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012108728/11A RU2493533C1 (en) | 2012-05-29 | 2012-05-29 | Active jet projectile |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2493533C1 true RU2493533C1 (en) | 2013-09-20 |
Family
ID=49183530
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012108728/11A RU2493533C1 (en) | 2012-05-29 | 2012-05-29 | Active jet projectile |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2493533C1 (en) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2595070C2 (en) * | 2014-12-01 | 2016-08-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг РФ) | Unguided jet projectile |
RU2642197C2 (en) * | 2016-07-01 | 2018-01-24 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Altitude rocket assisted projectile and method of its functioning |
RU2711208C1 (en) * | 2018-10-29 | 2020-01-15 | Акционерное общество "Научно-исследовательский машиностроительный институт имени В.В. Бахирева" | Active-jet projectile with rocket-ramjet engine for guns with a rifled barrel |
RU2718558C1 (en) * | 2019-03-14 | 2020-04-08 | Владимир Дмитриевич Куликов | Cumulative rocket-assisted projectile |
RU2785835C1 (en) * | 2022-02-11 | 2022-12-14 | Лев Алексеевич Розанов | Method for increasing the flight range of an artillery projectile with a rocket-ramjet engine and an artillery projectile implementing it (options) |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2118789C1 (en) * | 1997-01-23 | 1998-09-10 | Конструкторское бюро приборостроения | Active-reactive projectile |
RU2291375C1 (en) * | 2005-07-08 | 2007-01-10 | Закрытое акционерное общество "Энергетика" | Kinetic artillery projectile |
US20090223403A1 (en) * | 2006-01-10 | 2009-09-10 | Harding David K | Warhead delivery system |
-
2012
- 2012-05-29 RU RU2012108728/11A patent/RU2493533C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2118789C1 (en) * | 1997-01-23 | 1998-09-10 | Конструкторское бюро приборостроения | Active-reactive projectile |
RU2291375C1 (en) * | 2005-07-08 | 2007-01-10 | Закрытое акционерное общество "Энергетика" | Kinetic artillery projectile |
US20090223403A1 (en) * | 2006-01-10 | 2009-09-10 | Harding David K | Warhead delivery system |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2595070C2 (en) * | 2014-12-01 | 2016-08-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг РФ) | Unguided jet projectile |
RU2642197C2 (en) * | 2016-07-01 | 2018-01-24 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Altitude rocket assisted projectile and method of its functioning |
RU2711208C1 (en) * | 2018-10-29 | 2020-01-15 | Акционерное общество "Научно-исследовательский машиностроительный институт имени В.В. Бахирева" | Active-jet projectile with rocket-ramjet engine for guns with a rifled barrel |
RU2718558C1 (en) * | 2019-03-14 | 2020-04-08 | Владимир Дмитриевич Куликов | Cumulative rocket-assisted projectile |
RU2785835C1 (en) * | 2022-02-11 | 2022-12-14 | Лев Алексеевич Розанов | Method for increasing the flight range of an artillery projectile with a rocket-ramjet engine and an artillery projectile implementing it (options) |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US2724237A (en) | Rocket projectile having discrete flight initiating and sustaining chambers | |
US20110226149A1 (en) | Less-than-lethal ammunition utilizing a sustainer motor | |
US9823053B1 (en) | Solid-fuel ramjet ammunition | |
US8813649B1 (en) | Low foreign object damage (FOD) weighted nose decoy flare | |
RU2493533C1 (en) | Active jet projectile | |
RU2486452C1 (en) | Method of increasing artillery shell range and device to this end | |
US3439613A (en) | Self-propelled hollow charge having concave liner with propellant contained therein | |
SE532628C2 (en) | Plasma generator comprising sacrificial material and method of forming plasma as well as ammunition shot including such plasma generator | |
KR102269204B1 (en) | Projectile containing ramjet engine | |
RU2686546C1 (en) | Armor piercing active-missile | |
KR101609507B1 (en) | Range Extension Form Ramjet Propelled Shell | |
JP5829278B2 (en) | Propulsion systems for flying machines, especially missiles | |
RU2462686C2 (en) | Method of increase of range capability of projectile (versions) and device for its implementation | |
US2497888A (en) | Means for preventing excessive combustion pressure in rocket motors | |
RU2133864C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
KR20190043294A (en) | Ramjet Solid Fuel with Ignition Support for Gun-Propelled Ramjet Shell | |
RU2675983C1 (en) | Cumulative-high-explosive charge engine | |
US7117797B2 (en) | Pyrotechnic charge structure | |
RU2225586C1 (en) | Cassette warhead | |
RU2351788C1 (en) | Guided missile solid-propellant rocket engine, solid propellant igniter and rocket engine nozzle assembly | |
RU2493401C1 (en) | Solid propellant rocket engine | |
RU2690472C1 (en) | Solid-propellant charge for starting jet engines | |
RU2294509C1 (en) | Method for fire of guided missile from recoilles gun and recoilless gun for its realization | |
RU2538645C1 (en) | Method of extending area of applicability of coned-bore rocket and coned-bore rocket implementing method | |
CN221256957U (en) | Solid rocket engine with different annular combustion chamber and controllable tail end acceleration time |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20140530 |