RU2538645C1 - Method of extending area of applicability of coned-bore rocket and coned-bore rocket implementing method - Google Patents
Method of extending area of applicability of coned-bore rocket and coned-bore rocket implementing method Download PDFInfo
- Publication number
- RU2538645C1 RU2538645C1 RU2013146067/11A RU2013146067A RU2538645C1 RU 2538645 C1 RU2538645 C1 RU 2538645C1 RU 2013146067/11 A RU2013146067/11 A RU 2013146067/11A RU 2013146067 A RU2013146067 A RU 2013146067A RU 2538645 C1 RU2538645 C1 RU 2538645C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- propulsion
- engine
- propulsion system
- ramjet
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Description
Группа изобретений относится к области ракетной техники и может быть использована в атмосферных ракетах, в частности в управляемых ракетах межвидового применения и ракетах класса «поверхность-поверхность».The group of inventions relates to the field of rocket technology and can be used in atmospheric missiles, in particular in guided missiles of interspecific applications and surface-to-surface missiles.
Одним из частных критериев повышения технического уровня ракет класса «поверхность-поверхность» является расширение возможности их тактического применения, в частности зоны применимости по дальности. При этом важно как увеличение максимальной дальности полета, так и уменьшение дальности ближней границы применимости ракеты. При этом реализацию расширения зоны применимости предпочтительно производить без увеличения существующих габаритно-массовых характеристик ракеты.One of the particular criteria for increasing the technical level of surface-to-surface missiles is the expansion of the possibility of their tactical use, in particular, the range of applicability in range. In this case, it is important both to increase the maximum flight range, and to reduce the range of the near boundary of applicability of the rocket. Moreover, it is preferable to implement the expansion of the zone of applicability without increasing the existing overall mass characteristics of the rocket.
Известен способ стрельбы ракетой [патент RU 2197707 C1], являющийся аналогом предлагаемого способа расширения зоны применимости бикалиберной ракеты по дальности, включающий начальный разгон ракеты, паузу в работе ракетного двигателя, дополнительный разгон ракеты после паузы и полет до цели по баллистической траектории. В известном способе продолжительность дополнительного разгона назначают равной (0,3…0,5) времени начального разгона ракеты, а после завершения начального разгона ракеты производят измерение его длительности и достигнутой при этом скорости полета и в зависимости от их величины корректируют продолжительность паузы в работе двигателя. В ракете для осуществления данного способа, содержащей головную часть, двухкамерный твердотопливный ракетный двигатель с зарядами и воспламенителями, отношение полных импульсов зарядов первой и второй камер выбирают равным (5…7). Выполнение ракеты в соответствии с известным изобретением и реализация известного способа позволяют расширить зону применимости ракеты путем увеличения максимальной дальности ее полета на (10…15)%.A known method of firing a rocket [patent RU 2197707 C1], which is an analogue of the proposed method of expanding the applicability zone of a bicaliber missile in range, includes the initial acceleration of the rocket, the pause in the rocket engine, the additional acceleration of the rocket after a pause and flight to the target along a ballistic trajectory. In the known method, the duration of the additional acceleration is set equal to (0.3 ... 0.5) the time of the initial acceleration of the rocket, and after the completion of the initial acceleration of the rocket, its duration and the achieved flight speed are measured and, depending on their magnitude, the duration of the engine pause is adjusted . In a rocket for the implementation of this method, containing a warhead, a two-chamber solid propellant rocket engine with charges and igniters, the ratio of the total charge pulses of the first and second chambers is chosen equal to (5 ... 7). The implementation of the rocket in accordance with the known invention and the implementation of the known method can expand the zone of applicability of the rocket by increasing the maximum range of its flight by (10 ... 15)%.
Недостатком аналога является относительно небольшое увеличение дальности стрельбы и сохранение исходной границы ближней зоны стрельбы, а следовательно относительно небольшое расширение зоны применимости по дальности.The disadvantage of the analogue is a relatively small increase in the firing range and the preservation of the original border of the near shooting zone, and therefore a relatively small extension of the applicability range.
Известна управляемая ракета комплекса управляемого вооружения «Гермес-К» [Военный парад №3 (93) 2009, стр.38-40], являющаяся наиболее близким техническим решением к предлагаемой группе изобретений и выбранная авторами в качестве прототипа. В известной управляемой ракете реализован известный способ расширения зоны применимости по дальности, включающий разгон ракеты на восходящей ветви траектории ракетным двигателем твердого топлива, калибр которого больше калибра маршевой ступени, последующее его отделение и полет маршевой ступени по инерции. Расширение зоны применимости бикалиберной ракеты по дальности по сравнению с одноступенчатыми ракетами достигается путем увеличения максимальной дальности полета. Большая по сравнению с одноступенчатыми ракетами дальность полета бикалиберных ракет объясняется высокой средней скоростью полета, которая обеспечивается путем разгона мощным ускорителем и сравнительно небольшим падением скорости на пассивном участке полета за счет малого лобового сопротивления.Known guided missile complex guided weapons "Hermes-K" [Military parade No. 3 (93) 2009, p.38-40], which is the closest technical solution to the proposed group of inventions and selected by the authors as a prototype. A well-known guided missile implements a well-known method of expanding the range of applicability in range, including accelerating the rocket on the ascending branch of the trajectory by a solid fuel rocket engine, the caliber of which is larger than the marching caliber, its subsequent separation and the marching flight by inertia. The expansion of the range of applicability of a bicaliber missile in range compared to single-stage missiles is achieved by increasing the maximum flight range. The long range of bicaliber missiles compared with single-stage missiles is explained by the high average flight speed, which is provided by acceleration by a powerful accelerator and a relatively small drop in speed in the passive flight section due to low drag.
Достоинствами прототипа являются низкое аэродинамическое сопротивление на пассивном участке траектории, достигаемое отделением ракетного двигателя, и возможность реализации траектории программного управляемого полета. Все это существенно увеличивает максимальную дальность полета ракеты, а следовательно расширяет зону ее тактической применимости.The advantages of the prototype are the low aerodynamic drag on the passive section of the trajectory, achieved by the separation of the rocket engine, and the possibility of realizing the trajectory of the programmed controlled flight. All this significantly increases the maximum range of the missile, and therefore expands the area of its tactical applicability.
Недостатки прототипа заключаются в следующем:The disadvantages of the prototype are as follows:
- относительно низкая величина удельной тяги ракетного двигателя на твердом топливе, которая не позволяет значительно увеличить максимальную дальность полета прототипа без изменения его габаритов и массы;- a relatively low specific thrust of the rocket engine on solid fuel, which does not significantly increase the maximum flight range of the prototype without changing its dimensions and mass;
- наличие большой «мертвой» зоны из-за чрезмерно высокого значения скорости, достигаемой при разгоне с помощью ракетного двигателя твердого топлива, требующего большого значения величины располагаемой нормальной перегрузки для стрельбы на малые дальности.- the presence of a large "dead" zone due to the excessively high value of the speed achieved during acceleration using a rocket engine of solid fuel, which requires a large value of the available normal overload for firing at short ranges.
Технической задачей группы изобретений является расширение зоны применимости бикалиберной ракеты по дальности путем увеличения максимальной дальности ее полета и уменьшения границы «мертвой» зоны.The technical task of the group of inventions is to expand the range of applicability of a bicaliber missile in range by increasing the maximum range of its flight and reducing the border of the "dead" zone.
Задача группы изобретений решается следующим образом.The task of the group of inventions is solved as follows.
В способе расширения зоны применимости бикалиберной ракеты по дальности, включающем разгон ракеты на восходящей ветви траектории ракетным двигателем твердого топлива, калибр которого больше калибра маршевой ступени, последующее его отделение и полет маршевой ступени по инерции, новым является то, что для расширения зоны применимости в сторону увеличения дальности полета после окончания работы ракетного двигателя твердого топлива включают ракетно-прямоточный двигатель. При включении ракетно-прямоточного двигателя открывают воздухозаборное устройство и трансформируют сопло ракетного двигателя, увеличивая его критическое сечение. Камеру сгорания ракетного двигателя используют в качестве камеры дожигания ракетно-прямоточного двигателя. После окончания работы ракетно-прямоточного двигателя его отделяют вместе с ракетным двигателем. Для расширения зоны применимости в сторону уменьшения минимальной дальности стрельбы после окончания работы ракетного двигателя ракетно-прямоточный двигатель не включают и отделяют их с программируемым временем задержки.In a method for expanding the range of applicability of a bicaliber missile in range, including accelerating the rocket on the ascending branch of the trajectory by a solid fuel rocket engine, the caliber of which is larger than the marching step caliber, its subsequent separation and inertial flight of the marching step, new is that to expand the applicability zone to the side increases in flight range after the solid fuel rocket engine has finished operating include a ramjet engine. When the ramjet engine is turned on, the air intake device is opened and the nozzle of the rocket engine is transformed, increasing its critical section. The combustion chamber of a rocket engine is used as a afterburner of a ramjet engine. After the operation of the ramjet engine, it is separated together with the rocket engine. To expand the zone of applicability in the direction of decreasing the minimum firing range after the end of the rocket engine, the ramjet engine is not switched on and separated with a programmable delay time.
В бикалиберной ракете, содержащей ракетный двигатель твердого топлива, калибр которого больше калибра маршевой ступени, новым является то, что ракетный двигатель твердого топлива представляет собой часть двигательной установки, конструктивно объединяющей его с ракетно-прямоточным двигателем так, что камера сгорания ракетного двигателя является камерой дожигания ракетно-прямоточного двигателя. Переднее днище двигательной установки снабжено воздухозаборным устройством, размещенным в кольце, образованном перепадом калибров маршевой ступени и двигательной установки, и герметично закрытым заглушкой, выполненной с возможностью ее последующего вскрытия. Сопло двигательной установки выполнено с возможностью увеличения его критического сечения. Газогенератор ракетно-прямоточного двигателя размещен в камере сгорания ракетного двигателя концентрично с его топливным зарядом. Отношение массы топлива ракетного двигателя твердого топлива к массе топлива ракетно-прямоточного двигателя лежит в пределах (2…4), а отношение калибров ракетного двигателя (D) и маршевой ступени (d) ограничено соотношением:In a bicaliber missile containing a solid fuel rocket engine, the caliber of which is larger than the march stage, the new thing is that the solid fuel rocket engine is part of a propulsion system that structurally combines it with a ramjet engine so that the combustion chamber of the rocket engine is an afterburner ramjet engine. The front bottom of the propulsion system is equipped with an air intake device located in a ring formed by the difference in calibers of the march stage and the propulsion system, and a hermetically sealed plug made with the possibility of its subsequent opening. The nozzle of the propulsion system is configured to increase its critical section. The gas generator of the ramjet engine is placed concentrically in the combustion chamber of the rocket engine with its fuel charge. The ratio of the mass of fuel of a solid propellant rocket engine to the mass of fuel of a ramjet engine is within the range (2 ... 4), and the ratio of the caliber of the rocket engine (D) and the march stage (d) is limited by the ratio:
где: D - калибр двигательной установки, м;where: D - caliber propulsion, m;
d - калибр маршевой ступени, м;d - march gauge, m;
dкр - диаметр критического сечения сопла двигательной установки при работе ракетно-прямоточного двигателя, м;d cr - diameter of the critical section of the nozzle of the propulsion system during operation of the ramjet engine, m;
L - расстояние от носа ракеты до входного сечения воздухозаборного устройства, м;L is the distance from the nose of the rocket to the inlet section of the air intake device, m;
M - максимальное число Maxa полета.M is the maximum number of Maxa flights.
В частном случае:In a particular case:
- в бикалиберной ракете сопло двигательной установки выполнено кольцевым, при этом вдоль его оси размещена скрепленная с газогенератором сопловая «груша», выполненная с возможностью отделения;- in a bicaliber missile, the nozzle of the propulsion system is made circular, while along its axis there is a nozzle “pear” fastened to the gas generator, made with the possibility of separation;
- в сопловой «груше» выполнена полость, в которой размещена часть топлива ракетного двигателя.- in the nozzle “pear” a cavity is made in which a part of the fuel of the rocket engine is placed.
Расширение зоны применимости бикалиберной ракеты по дальности в сторону ее увеличения достигается за счет того, что применение двигательной установки, конструктивно объединяющей ракетный двигатель твердого топлива и ракетно-прямоточный двигатель, представляющей собой таким образом интегральный ракетно-прямоточный двигатель, позволяет повысить дальность стрельбы по сравнению с ракетным двигателем твердого топлива, обладающим теми же габаритами и массой, не менее, чем на 50%. Увеличение дальности полета достигается за счет большей удельной тяги ракетно-прямоточного двигателя по сравнению с ракетным двигателем твердого топлива и в конечном итоге большим суммарным импульсом тяги интегрированной ДУ, который превосходит полный импульс ракетного двигателя в (1,5…1,7) раза при сохранении полной массы топлива.The extension of the range of applicability of the bicaliber missile in range to the direction of its increase is achieved due to the fact that the use of a propulsion system that structurally combines a solid fuel rocket engine and a ramjet engine, which is thus an integral ramjet engine, allows to increase the firing range compared to a solid fuel rocket engine having the same dimensions and mass, not less than 50%. The increase in flight range is achieved due to the greater specific thrust of the direct-flow rocket engine as compared to the solid fuel rocket engine and, ultimately, the large total thrust impulse of the integrated remote control, which exceeds the total momentum of the rocket engine by (1.5 ... 1.7) times while maintaining total mass of fuel.
Указанные увеличения суммарного импульса тяги двигательной установки и соответствующей ему максимальной дальности полета могут быть достигнуты при указанных выше конструктивных отличиях выполнения заявляемой бикалиберной ракеты, связанных с описанными особенностями компоновки ракеты, предложенным рациональным диапазоном соотношения масс топливных зарядов ракетного двигателя твердого топлива и ракетно-прямоточного двигателя и введенным, приведенной формулой, ограничением снизу отношения калибров двигательной установки и маршевой ступени.The indicated increase in the total thrust impulse of the propulsion system and the corresponding maximum flight range can be achieved with the above structural differences in the performance of the inventive bicaliber missile associated with the described features of the rocket layout, the proposed rational range of the ratio of the masses of fuel charges of a solid fuel rocket engine and a ramjet engine and introduced by the above formula, the lower limit of the ratio of the calibers of the propulsion system and the march second stage.
Отношение калибров двигательной установки и маршевой ступени получено на основе серии численных и натурных экспериментов. В ходе них определены рациональные с точки зрения наибольшей дальности стрельбы коэффициенты выражения, показывающего минимально допустимое отношение калибра двигательной установки к калибру маршевой ступени для диапазона максимальных скоростей полета 2-5 М, топливных композиций с низшей теплотворной способностью (22000…27000) кДж/кг и отношения диаметра критического сечения сопла двигательной установки при работе ракетно-прямоточного двигателя к калибру двигательной установки (0,8…0,9):The ratio of the gauges of the propulsion system and the marching stage was obtained on the basis of a series of numerical and field experiments. In the course of them, coefficients of expression rational from the point of view of the longest firing range are shown, showing the minimum allowable ratio of the caliber of the propulsion system to the caliber of the march stage for the range of maximum flight speeds of 2-5 M, fuel compositions with the lowest calorific value (22000 ... 27000) kJ / kg and the ratio of the diameter of the critical section of the nozzle of the propulsion system during operation of the ramjet engine to the caliber of the propulsion system (0.8 ... 0.9):
где: D - калибр двигательной установки, м;where: D - caliber propulsion, m;
d - калибр маршевой ступени, м;d - march gauge, m;
dкр - диаметр критического сечения сопла двигательной установки при работе ракетно-прямоточного двигателя, м;d cr - diameter of the critical section of the nozzle of the propulsion system during operation of the ramjet engine, m;
L - расстояние от носа ракеты до входного сечения воздухозаборного устройства, м;L is the distance from the nose of the rocket to the inlet section of the air intake device, m;
M - максимальное число Maxa полета.M is the maximum number of Maxa flights.
В приведенном выражении первое слагаемое отражает площадь входного сечения воздухозаборного устройства без учета влияния пограничного слоя, а второе слагаемое характеризует толщину вытеснения.In the above expression, the first term reflects the area of the input section of the air intake device without taking into account the influence of the boundary layer, and the second term characterizes the thickness of the displacement.
При стрельбе в ближнюю зону ракетно-прямоточный двигатель не включают, а двигательную установку отделяют с заданной в зависимости от дальности стрельбы задержкой после окончания работы ракетного двигателя. При этом уменьшается минимальная дальность полета, поскольку ракетный двигатель в составе интегрального ракетно-прямоточного двигателя имеет меньшую массу топлива по сравнению с прототипом, а, следовательно, и меньший полный импульс тяги, а так же за счет возрастающих в результате отделения двигательной установки с задержкой потерь набранной на участке разгона кинетической энергии ракеты на преодоление аэродинамического сопротивления.When firing into the near zone, the ramjet engine is not turned on, and the propulsion system is separated with a delay depending on the firing range after the rocket engine is finished. At the same time, the minimum flight range is reduced, since the rocket engine as part of an integral ramjet engine has a lower fuel mass compared to the prototype, and, consequently, a lower total thrust impulse, as well as due to losses resulting from the separation of the propulsion system with a delay typed at the site of acceleration of the kinetic energy of the rocket to overcome aerodynamic drag.
Группа изобретений поясняется иллюстрациями и чертежами.The group of inventions is illustrated by illustrations and drawings.
На фиг.1 приведены траектории полета на максимальную дальность бикалиберной ракеты и прототипа при неуправляемом полете (траектории приведены в относительных величинах, за единицу взяты максимальные дальность и высота полета прототипа).Figure 1 shows the flight paths to the maximum range of the bicaliber rocket and prototype during uncontrolled flight (the paths are given in relative values, the maximum range and flight height of the prototype are taken as a unit).
На фиг.2 приведены профили скорости бикалиберной ракеты и прототипа при реализации траекторий, представленных на Фиг.1 (профили скорости приведены в относительных величинах, за единицу взяты максимальная скорость полета прототипа и время его полета).Figure 2 shows the velocity profiles of the bicaliber rocket and prototype when implementing the trajectories shown in Figure 1 (velocity profiles are shown in relative values, the maximum prototype flight speed and its flight time are taken as a unit).
На фиг.3 приведены траектории полета на максимальную дальность бикалиберной ракеты и прототипа при полете с участком планирования (траектории приведены в относительных величинах, за единицу взяты максимальные дальность и высота полета прототипа).Figure 3 shows the flight paths to the maximum range of the bicaliber rocket and prototype during flight with the planning section (the paths are given in relative values, the maximum range and flight height of the prototype are taken as a unit).
На фиг.4 приведены профили скорости бикалиберной ракеты и прототипа при реализации траекторий, представленных на Фиг.3 (профили скорости приведены в относительных величинах, за единицу взяты максимальная скорость полета прототипа и время его полета).Figure 4 shows the velocity profiles of the bicaliber rocket and prototype when implementing the trajectories presented in Figure 3 (velocity profiles are given in relative values, the maximum flight speed of the prototype and its flight time are taken as a unit).
На фиг.5 представлена принципиальная схема бикалиберной ракеты.Figure 5 presents a schematic diagram of a bicaliber missile.
На фиг.6 представлена принципиальная схема интегрального ракетно-прямоточного двигателя бикалиберной ракеты.Figure 6 presents a schematic diagram of an integrated rocket-ramjet engine bicaliber missiles.
На фиг.7 представлена бикалиберная ракета по пп.2, 3, 4.Figure 7 presents bikalibernaya rocket according to
На фиг.8 представлена бикалиберная ракета по пп.2, 3, 4 в процессе работы ракетно-прямоточного двигателя.On Fig presents bikalibernaya rocket according to
На фиг.9 изображен момент отделения двигательной установки.Figure 9 shows the moment of separation of the propulsion system.
Маршевая ступень 1 размещена в передней части бикалиберной ракеты и представляет собой летательный аппарат с маршевым двигателем или без него, способный осуществлять самостоятельный полет до цели после отделения двигательной установки 2. Двигательная установка 2 выполнена в виде интегрального ракетно-прямоточного двигателя, размещена задней части бикалиберной ракеты и служит для ее разгона. Воздухозаборное устройство 3 выполнено в переднем днище двигательной установки 2 в перепаде калибров маршевой ступени 1 и двигательной установки и служит для торможения части набегающего потока воздуха и ее забора в камеру дожигания. Заряд твердого ракетного топлива 4 служит для разгона бикалиберной ракеты до скорости M>1 и размещен в камере, образованной наружной 5 и внутренней 6 обечайками, которая выступает в качестве камеры сгорания ракетного двигателя твердого топлива и в качестве камеры дожигания ракетно-прямоточного двигателя. Наружная обечайка 5 служит в качестве корпуса камеры сгорания ракетного двигателя и в качестве корпуса камеры дожигания ракетно-прямоточного двигателя. Внутренняя обечайка 6 концентрично размещена внутри наружной обечайки 5 и служит в качестве корпуса газогенератора, при этом образуя с наружной обечайкой кольцевую камеру, выступающую в качестве камеры сгорания ракетного двигателя твердого топлива и в качестве камеры дожигания ракетно-прямоточного двигателя. Заряд пиротехнического состава 7 может быть выполнен твердым или пастообразным, размещен внутри внутренней обечайки 6 и служит для получения газообразных продуктов неполного сгорания с недостатком окислителя. Сопловая «груша» 8 размещена в сопле двигательной установки 9 и служит для изменения площади его критического сечения при переходе двигательной установки из режима работы ракетного двигателя в режим ракетно-прямоточного двигателя. Сопло двигательной установки 9 выполнено сверхзвуковым и служит для разгона газообразных продуктов сгорания из камеры, образованной наружной 5 и внутренней 6 обечайками. Сопла газогенератора 10 выполнены звуковыми или сверхзвуковыми и служат для разгона продуктов неполного сгорания из газогенератора до звуковой или небольшой сверхзвуковой скорости и их подачи в камеру, образованную наружной 5 и внутренней 6 обечайками. Механизм разделения 11 служит для отделения двигательной установки 2 после окончания ее работы. Заглушка 12 служит для герметизации камеры дожигания двигательной установки 2 и выступает в качестве переднего днища при ее работе в режиме ракетного двигателя. Дополнительный заряд твердого ракетного топлива 13 размещен в сопловой «груше» 8 и служит для уменьшения пассивной массы ракеты и увеличения ее конечной скорости.The
Группа изобретений работает следующим образом. После получения комплексом вооружения координат цели осуществляют выбор алгоритма функционирования двигательной установки 2 (требуется ли включение ракетно-прямоточного двигателя, какова необходимая величина времени задержки отделения двигательной установки), после чего осуществляют запуск бикалиберной ракеты. С помощью ракетного двигателя твердого топлива осуществляют первоначальный разгон бикалиберной ракеты до скорости М>1, после чего отделяют сопловую «грушу» 8 (например, за счет инициирования пироболта, которым она может быть соединена с газогенератором) и заглушку 12 (например, за счет давления набегающего потока воздуха в отсутствие подпора со стороны камеры, образованной наружной 5 и внутренней 6 обечайками, после окончания работы ракетного двигателя). При стрельбе на повышенную дальность далее включают ракетно-прямоточный двигатель путем инициирования пиротехнического состава 7 и разгоняют им ракету, при этом продукты неполного сгорания пиротехнического состава истекают в камеру, сформированную обечайками 5 и 6, через сопла газогенератора 10, где смешиваются с частью набегающего потока воздуха, поступившей через воздухозаборное устройство 3, и догорают, после чего истекают через сопло двигательной установки 9. В случае стрельбы на малую дальность не включают ракетно-прямоточный двигатель, а двигательную установку 2 отделяют с задержкой. При стрельбе на среднюю дальность двигательную установку 2 отделяют сразу после окончания работы ракетного двигателя твердого топлива.The group of inventions works as follows. After the complex of weapons acquires the coordinates of the target, the algorithm for the operation of the
Реализация предлагаемой группы изобретений позволит расширить зону применимости бикалиберной ракеты по дальности не менее чем в 2,3 раза путем увеличения максимальной дальности ее полета и уменьшения границы «мертвой» зоны.Implementation of the proposed group of inventions will allow us to expand the applicability zone of a bicaliber missile in range by at least 2.3 times by increasing its maximum flight range and reducing the border of the "dead" zone.
Claims (4)
где: D - калибр двигательной установки, м;
d - калибр маршевой ступени, м;
dкр - диаметр критического сечения сопла двигательной установки при работе ракетно-прямоточного двигателя, м;
L - расстояние от носа ракеты до входного сечения воздухозаборного устройства, м;
M - максимальное число Маха полета.2. Bikalibernaya rocket containing a rocket engine of solid fuel, the caliber of which is larger than the caliber of the march stage, characterized in that the rocket engine of solid fuel is a part of the propulsion system, structurally combining it with a rocket-ram engine so that the combustion chamber of the rocket engine is an afterburner ramjet engine, the front bottom of the propulsion system is equipped with an air intake device located in the ring formed by the difference in mid-flight calibers stages and the propulsion system, and a hermetically sealed plug made with the possibility of its subsequent opening, and the nozzle of the propulsion system is configured to increase its critical section, the gas generator of the rocket-ram engine is placed concentrically in the combustion chamber of the rocket engine with its fuel charge, while the mass ratio fuel of a solid propellant rocket engine to the mass of propellant of a ramjet engine lies within (2 ... 4), and the ratio of the gauges of the propulsion system (D) and the march howling stage (d) is limited by the ratio:
where: D - caliber propulsion, m;
d - march gauge, m;
d cr - diameter of the critical section of the nozzle of the propulsion system during operation of the ramjet engine, m;
L is the distance from the nose of the rocket to the inlet section of the air intake device, m;
M is the maximum flight Mach number.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013146067/11A RU2538645C1 (en) | 2013-10-15 | 2013-10-15 | Method of extending area of applicability of coned-bore rocket and coned-bore rocket implementing method |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013146067/11A RU2538645C1 (en) | 2013-10-15 | 2013-10-15 | Method of extending area of applicability of coned-bore rocket and coned-bore rocket implementing method |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2538645C1 true RU2538645C1 (en) | 2015-01-10 |
Family
ID=53288150
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013146067/11A RU2538645C1 (en) | 2013-10-15 | 2013-10-15 | Method of extending area of applicability of coned-bore rocket and coned-bore rocket implementing method |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2538645C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR20210019189A (en) * | 2019-08-12 | 2021-02-22 | 주식회사 풍산 | Projectile containing ramjet engine |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2114382C1 (en) * | 1996-02-27 | 1998-06-27 | Конструкторское бюро приборостроения | Bicaliber guided missile |
| RU2349870C2 (en) * | 2006-11-15 | 2009-03-20 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Dual-caliber rocket |
| US8378277B2 (en) * | 2009-11-30 | 2013-02-19 | Physical Optics Corporation | Optical impact control system |
-
2013
- 2013-10-15 RU RU2013146067/11A patent/RU2538645C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2114382C1 (en) * | 1996-02-27 | 1998-06-27 | Конструкторское бюро приборостроения | Bicaliber guided missile |
| RU2349870C2 (en) * | 2006-11-15 | 2009-03-20 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Dual-caliber rocket |
| US8378277B2 (en) * | 2009-11-30 | 2013-02-19 | Physical Optics Corporation | Optical impact control system |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR20210019189A (en) * | 2019-08-12 | 2021-02-22 | 주식회사 풍산 | Projectile containing ramjet engine |
| KR102269204B1 (en) * | 2019-08-12 | 2021-06-25 | 주식회사 풍산 | Projectile containing ramjet engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4539911A (en) | Projectile | |
| GB614320A (en) | Armour piercing explosive projectile | |
| RU2486452C1 (en) | Method of increasing artillery shell range and device to this end | |
| RU2522699C1 (en) | Method of extending flying range of artillery shell | |
| JPH0849999A (en) | Missile by air suction type propulsion assistance | |
| RU2685610C1 (en) | Armor-piercing active-missile | |
| RU2538645C1 (en) | Method of extending area of applicability of coned-bore rocket and coned-bore rocket implementing method | |
| RU2686546C1 (en) | Armor piercing active-missile | |
| RU2493533C1 (en) | Active jet projectile | |
| KR101609507B1 (en) | Range Extension Form Ramjet Propelled Shell | |
| WO2023220504A2 (en) | Baffled start section for ram accelerator | |
| US6481198B1 (en) | Multi-stage rocket motor assembly including jettisonable launch motor integrated with flight igniter | |
| US9169806B2 (en) | Propulsion system for flying machine, particularly for a missile | |
| RU2631958C1 (en) | Reactive engine, method for shooting with rocket ammunition and rocket ammunition | |
| RU2670463C1 (en) | Artillery projectile firing range increasing method | |
| RU2513326C1 (en) | Method of firing of controlled artillery projectile | |
| RU146085U1 (en) | TRAUMATIC CARTRIDGE FOR SELF-DEFENSE WEAPONS | |
| RU2674407C1 (en) | Direct-flow rocket projectile | |
| RU2790728C1 (en) | Cruise missile | |
| RU2645099C1 (en) | Detonation engine | |
| RU2647256C1 (en) | Method of increasing the distance of the rocket-propelled grenade | |
| RU2799263C1 (en) | Integrated direct-flow air-jet engine | |
| RU2386921C1 (en) | Multistage anti-aircraft missile and method of its tactical employment | |
| RU2670464C1 (en) | Artillery shell | |
| RU2670465C1 (en) | Artillery projectile firing range increasing method |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20151016 |