RU2585211C1 - Missile with air-jet engine - Google Patents
Missile with air-jet engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2585211C1 RU2585211C1 RU2015117693/11A RU2015117693A RU2585211C1 RU 2585211 C1 RU2585211 C1 RU 2585211C1 RU 2015117693/11 A RU2015117693/11 A RU 2015117693/11A RU 2015117693 A RU2015117693 A RU 2015117693A RU 2585211 C1 RU2585211 C1 RU 2585211C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- shell
- central body
- air
- intake device
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B12/00—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material
- F42B12/02—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect
- F42B12/36—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect for dispensing materials; for producing chemical or physical reaction; for signalling ; for transmitting information
- F42B12/46—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect for dispensing materials; for producing chemical or physical reaction; for signalling ; for transmitting information for dispensing gases, vapours, powders or chemically-reactive substances
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетам с воздушно-реактивным двигателем.The invention relates to the field of rocketry, and in particular to rockets with a jet engine.
Одним из направлений повышения эффективности образцов ракетного вооружения является разработка ракет с увеличенной дальностью полета. Увеличение дальности полета ракет можно добиться путем применения комбинированных двигательных установок, а именно сочетание разгонного твердотопливного (РДТТ) и маршевого воздушно-реактивного двигателя (ВРД).One of the ways to increase the effectiveness of rocket weapons is the development of missiles with an increased flight range. An increase in the flight range of missiles can be achieved through the use of combined propulsion systems, namely a combination of a solid-fuel accelerating accelerator (RDTT) and a marching jet engine (WFM).
Совершенствование указанных ракет идет в направлении поиска рациональных конструктивных решений, обеспечивающих повышение надежности функционирования, требуемые аэробаллистические характеристики, уменьшение разброса внутрибаллистических характеристик в камере сгорания воздушно-реактивного двигателя.The improvement of these missiles goes in the direction of the search for rational design solutions that increase the reliability of operation, the required aeroballistic characteristics, and reduce the dispersion of ballistic characteristics in the combustion chamber of an air-jet engine.
Объект изобретения представляет собой ракету с воздушно-реактивным двигателем с увеличенной дальностью полета, повышенной надежностью функционирования, улучшенными характеристиками точности.The object of the invention is a rocket with an jet engine with increased flight range, increased reliability, improved accuracy characteristics.
Известна ракета с воздушно-реактивной силовой установкой по патенту США №5853143, нац. кл. 244-3.21, МПК F42B, опубликован 29.12.1998 г., содержащая лобовое воздухозаборное устройство (ВЗУ), механизм подачи топлива, камеру сгорания с соплом, стабилизатор с плоскими лопастями. Воздухозаборное устройство представляет собой набор индивидуальных ВЗУ, включающих наружные обечайки и расположенных вокруг центрального тела.Known rocket with an air-reactive power plant according to US patent No. 5853143, nat. class 244-3.21, IPC F42B, published December 29, 1998, containing a frontal air intake device (VZU), a fuel supply mechanism, a combustion chamber with a nozzle, a stabilizer with flat blades. The air intake device is a set of individual OVC, including the outer shell and located around the Central body.
Приведенная конструкция ВЗУ ограничивает поступление воздуха в камеру сгорания, применима для узкого класса ракет с определенной скоростью полета и с конкретным видом топлива (например, жидкостного).The above design of the VZU limits the flow of air into the combustion chamber, applicable for a narrow class of missiles with a certain flight speed and with a specific type of fuel (for example, liquid).
При скорости полета указанной ракеты, отличной от расчетной, уменьшается тяга двигателя и дальность полета.When the flight speed of the indicated rocket is different from the calculated one, the engine thrust and range are reduced.
Кроме того, в приведенной конструкции ракеты с ВРД не обеспечивается однородность продуктов сгорания, появляется разброс внутрибаллистических характеристик и тяги двигателя, возможна аэродинамическая и газодинамическая асимметрия из-за неодновременной работы ВРД, что приводит к ухудшению точности стрельбы.In addition, the homogeneous combustion products are not ensured in the given design of a rocket with an air-breathing jet, there is a spread in the ballistic characteristics and engine thrust, aerodynamic and gas-dynamic asymmetries are possible due to the non-simultaneous operation of the air-breathing propulsion, which leads to a deterioration in accuracy.
Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией ракеты с воздушно-реактивным двигателем являются наличие в составе аналога воздухозаборного устройства, включающего центральное тело, камеру сгорания, стабилизатор с лопастями.Common features with the design of a rocket with an air-jet engine proposed by the authors are the presence of an analogue of an air intake device comprising a central body, a combustion chamber, and a stabilizer with blades.
Известна конструкция активно-реактивного снаряда с ВРД, расположенным в его передней части (Сорокин В.А., Яновский Л.С. и др. Ракетно-прямоточные двигатели на твердых и пастообразных топливах. Наука, М., 2010 г., с. 31], содержащего лобовое воздухозаборное устройство, включающее центральное тело и обечайку, камеру сгорания, газогенератор.A known design of an active-rocket projectile with an air-breathing propulsion located in its front part (Sorokin V.A., Yanovsky L.S. et al. Rocket-propelled thrusters on solid and paste-like fuels. Nauka, Moscow, 2010, p. 31], containing a frontal air intake device including a central body and a shell, a combustion chamber, a gas generator.
Наличие в конструкции ВРД лобового ВЗУ, обладающего профилированным центральным телом, позволяет решить задачу подвода необходимого количества воздуха с меньшими потерями энергии потока, что положительно сказывается на процессе перемешивания топливной смеси с воздухом в камере сгорания. Стабилизация в полете указанного снаряда обеспечивается гироскопическим эффектом за счет большой угловой скорости вращения. Приведенный артиллерийский снаряд характеризуется небольшой дальностью стрельбы, а следовательно, небольшой скоростью и продолжительностью полета.The presence of a frontal VZU with a profiled central body in the design of the engine makes it possible to solve the problem of supplying the required amount of air with less loss of flow energy, which positively affects the process of mixing the fuel mixture with air in the combustion chamber. The stabilization in flight of the specified projectile is provided by the gyroscopic effect due to the large angular velocity of rotation. The given artillery shell is characterized by a small firing range, and therefore, low speed and duration of flight.
При проектировании ракет и снарядов с ВРД увеличенной дальности большое значение имеет стабильность внутрибаллистических характеристик в камере сгорания в течение большого времени полета, жесткость конструкции в условиях воздействия на ее элементы высоких температур (до 2500K, см. книгу: В.Н. Александров, В.М. Быцкевич и др. Интегральные прямоточные воздушно-реактивные двигатели на твердых топливах. Основы теории и расчета. - М.: ИКЦ «Академкнига», 2006 г., с. 39).When designing missiles and shells with long-range air-launched propulsion systems, the stability of the ballistic characteristics in the combustion chamber over a long flight time, structural rigidity under the influence of high temperatures on its elements (up to 2500K, see book: V.N. Alexandrov, V., are of great importance. M. Bytskevich and other Integrated ramjet engines on solid fuels. Fundamentals of theory and calculation. - M.: IKTS Akademkniga, 2006, p. 39).
Общими признаками указанного известного аналога с техническим решением, предлагаемым авторами, является наличие лобового воздухозаборного устройства, включающего центральное тело и обечайку, камеры сгорания, газогенератора.The common features of this known analogue with the technical solution proposed by the authors is the presence of a frontal air intake device including a central body and a shell, a combustion chamber, a gas generator.
Наиболее близкой по технической сути и достигаемому эффекту является конструкция ракеты «Холод» (В. Коровин. Ракеты «Факела», Москва, 2003 г., 198 с.), принятая авторами за прототип. Ракета содержит лобовое воздухозаборное устройство, включающее центральное тело и обечайку, камеру сгорания, газогенератор, стартовый двигатель твердого топлива, стабилизатор с плоскими лопастями, жестко закрепленными на корпусе ракеты.The closest in technical essence and the achieved effect is the design of the Cold rocket (V. Korovin. The Fakela rockets, Moscow, 2003, 1988.), adopted by the authors as a prototype. The rocket contains a frontal air intake device including a central body and a shell, a combustion chamber, a gas generator, a solid fuel starting engine, a stabilizer with flat blades rigidly fixed to the rocket body.
Комбинированная силовая установка ракеты, включающая стартовый двигатель твердого топлива, маршевый ВРД, обеспечивает увеличение дальности полета. Стартовые двигатели расположены на боковой поверхности корпуса ракеты и обеспечивают получение скорости полета, необходимой для запуска маршевого ВРД. Возможно варьирование временем запуска каждого стартового двигателя, временем полета на заданных режимах, что в совокупности с измерительной аппаратурой в головной части позволяет использовать ее в качестве исследовательской лаборатории.The combined power plant of the rocket, including the starting engine of solid fuel, marching WFD, provides an increase in flight range. Starting engines are located on the side surface of the rocket hull and provide the flight speed necessary to launch the marching WFM. It is possible to vary the starting time of each starting engine, the flight time in predetermined modes, which, in combination with the measuring equipment in the head part, allows it to be used as a research laboratory.
Однако использовать приведенную конструкцию ракеты с воздушно-реактивным двигателем при стрельбе из трубчатой направляющей не представляется возможным.However, it is not possible to use the design of a rocket with an air-jet engine when firing from a tubular guide.
Дальнейшее совершенствование ракет с ВРД приводит к необходимости поиска технических решений, позволяющих повысить надежность длительной работы элементов конструкции ВРД в условиях воздействия высоких температур в камере сгорания, повысить жесткость ВЗУ, получить оптимальные соотношения геометрических параметров ВЗУ и других параметров аэродинамической схемы, обеспечить получение минимального разброса внутрибаллистических характеристик ВРД и аэробаллистических характеристик ракеты.Further improvement of the rocket engines with the WFD leads to the need to search for technical solutions to increase the reliability of the long-term operation of the structural elements of the WFD under the influence of high temperatures in the combustion chamber, to increase the rigidity of the VZU, to obtain optimal ratios of the geometric parameters of the VZU and other parameters of the aerodynamic scheme, to ensure a minimum spread of ballistic characteristics of the WFD and aeroballistic characteristics of the rocket.
Общими признаками с предлагаемой ракетой с воздушно-реактивным двигателем является наличие в прототипе лобового воздухозаборного устройства, включающего центральное тело и обечайку, камеры сгорания, газогенератора, стартового двигателя твердого топлива, стабилизатора с лопастями.Common signs with the proposed rocket with an air-jet engine is the presence in the prototype of a frontal air intake device including a central body and a shell, a combustion chamber, a gas generator, a solid fuel starting engine, and a stabilizer with blades.
В отличие от прототипа в предлагаемой ракете с воздушно-реактивным двигателем обечайка закреплена на центральном теле посредством продольных пилонов, равномерно расположенных в окружном направлении и установленных под нулевым углом к продольной оси ракеты, при этом передние кромки пилонов выполнены с симметричным заострением с углом 10°…30° и удалены от минимального проходного сечения воздухозаборного устройства на расстояние 0,5…3,0 величины минимального зазора между обечайкой и центральным телом, раскрывающиеся лопасти выполнены дугообразными, ориентированными выпуклыми поверхностями в направлении вращения ракеты, и установлены под углом к ее продольной оси, а размах лопастей стабилизатора составляет 0,5…2,0 длины обечайки, при этом отношение минимальной площади проходного сечения воздухозаборного устройства к площади миделевого сечения ракеты выполнено в пределах 0,3…0,5.Unlike the prototype, in the proposed rocket with an air-jet engine, the shell is mounted on the central body by means of longitudinal pylons uniformly located in the circumferential direction and installed at a zero angle to the longitudinal axis of the rocket, while the front edges of the pylons are made with a symmetrical sharpening with an angle of 10 ° ... 30 ° and are removed from the minimum passage section of the air intake device to a distance of 0.5 ... 3.0 of the minimum clearance between the shell and the central body, the opening blades are made of curved, oriented convex surfaces in the direction of rotation of the rocket, and installed at an angle to its longitudinal axis, and the sweep of the stabilizer blades is 0.5 ... 2.0 of the shell length, while the ratio of the minimum passage area of the air intake to the midship section of the rocket is made in the range of 0.3 ... 0.5.
Это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.This allows us to conclude that there is a causal relationship between the totality of the essential features of the claimed technical solution and the achieved technical result.
Указанные признаки, отличительные от прототипа и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой защиты, во всех случаях достаточны.These signs, distinctive from the prototype and to which the requested amount of legal protection applies, are sufficient in all cases.
Задачей предлагаемого изобретения является увеличение дальности полета, улучшение характеристик точности за счет уменьшения разброса внутрибаллистических характеристик в камере сгорания воздушно-реактивного двигателя и обеспечения заданных аэробаллистических характеристик, повышение надежности функционирования воздушно-реактивного двигателя и ракеты в целом за счет уменьшения влияния дестабилизирующего момента воздухозаборного устройства на устойчивость и стабилизирующий момент ракеты.The objective of the invention is to increase flight range, improve accuracy characteristics by reducing the dispersion of ballistic characteristics in the combustion chamber of an air-jet engine and providing specified aeroballistic characteristics, increasing the reliability of the air-jet engine and the rocket as a whole by reducing the influence of the destabilizing moment of the air intake device on stability and stabilizing moment of the rocket.
Указанный технический результат достигается тем, что в ракете с воздушно-реактивным двигателем, содержащей лобовое воздухозаборное устройство, включающее центральное тело и обечайку, камеру сгорания, газогенератор, боевую часть, стартовый двигатель твердого топлива, стабилизатор с раскрывающимися лопастями, согласно изобретению обечайка закреплена на центральном теле посредством продольных пилонов, равномерно расположенных в окружном направлении и установленных под нулевым углом к продольной оси ракеты, при этом передние кромки пилонов выполнены с симметричным заострением с углом 10°…30° и удалены от минимального проходного сечения воздухозаборного устройства на расстояние 0,5…3,0 величины минимального зазора между обечайкой и центральным телом, раскрывающиеся лопасти выполнены дугообразными, ориентированными выпуклыми поверхностями в направлении вращения ракеты, и установлены под углом к ее продольной оси, а размах лопастей стабилизатора составляет 0,5…2,0 длины обечайки, при этом отношение минимальной площади проходного сечения воздухозаборного устройства к площади миделевого сечения ракеты выполнено в пределах 0,3…0,5.The specified technical result is achieved by the fact that in a rocket with an jet engine containing a frontal air intake device including a central body and a shell, a combustion chamber, a gas generator, a warhead, a solid fuel starting engine, a stabilizer with expandable blades, according to the invention, the shell is fixed to the central body through longitudinal pylons, evenly spaced in the circumferential direction and installed at a zero angle to the longitudinal axis of the rocket, while the front edges of the pi they are made with a symmetrical sharpening with an angle of 10 ° ... 30 ° and are removed from the minimum passage section of the air intake device by a distance of 0.5 ... 3.0 of the minimum gap between the shell and the central body, the opening blades are arched, oriented convex surfaces in the direction of rotation of the rocket , and installed at an angle to its longitudinal axis, and the span of the stabilizer blades is 0.5 ... 2.0 of the length of the shell, while the ratio of the minimum passage area of the intake device to p oschadi midship section rocket performed within 0.3 ... 0.5.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между параметрами заявляемой ракеты с воздушно-реактивным двигателем позволили, в частности, за счет выполнения:A new set of structural elements, as well as the presence of connections between the parameters of the claimed rocket with an air-jet engine, allowed, in particular, due to the following:
- крепления обечайки на центральном теле посредством продольных пилонов, равномерно расположенных в окружном направлении и установленных под нулевым углом к продольной оси ракеты, обеспечить повышение жесткости конструкции, надежности работы и длительность ее функционирования в условиях воздействия высокой температуры газовой смеси в камере сгорания;- fastening the shell on the central body by means of longitudinal pylons uniformly located in the circumferential direction and installed at a zero angle to the longitudinal axis of the rocket, to increase the rigidity of the structure, reliability of operation and the duration of its functioning under the influence of high temperature of the gas mixture in the combustion chamber;
- передних кромок продольных пилонов с симметричным заострением с углом 10°…30° и удаленных от минимального проходного сечения воздухозаборного устройства на расстояние 0,5…3,0 величины минимального зазора между обечайкой и центральным телом обеспечить равномерное перемешивание воздушного потока с топливной смесью, уменьшить энергетические потери и сопротивление тракта ВРД. Выполнение угла заострения передних кромок пилонов менее 10° приводит к снижению жесткости конструкции и надежности работы ВЗУ в условиях высоких температур газовой смеси. Увеличение угла заострения передних кромок свыше 30° проводит к увеличению сопротивления тракта силовой установки. При расстоянии от минимального проходного сечения ВЗУ до передних кромок пилонов менее 0,5 величины минимального зазора происходит увеличение сопротивления ВЗУ, а скачки уплотнения на передних кромках перекрывают часть проходного сечения и уменьшают расход воздуха. Увеличение указанного расстояния свыше 3,0 величины минимального зазора нецелесообразно из-за снижения жесткости крепления обечайки с центральным телом, уменьшения надежности функционирования и в первую очередь при полете ракеты со сверхзвуковыми скоростями;- leading edges of longitudinal pylons with symmetrical tapering with an angle of 10 ° ... 30 ° and remote from the minimum bore of the air intake device at a distance of 0.5 ... 3.0 of the minimum clearance between the casing and the central body to ensure uniform mixing of the air flow with the fuel mixture, reduce energy losses and resistance of the WFD path. Fulfillment of the angle of sharpness of the leading edges of the pylons less than 10 ° leads to a decrease in the rigidity of the structure and the reliability of the VZU at high temperatures of the gas mixture. An increase in the angle of sharpening of the leading edges above 30 ° leads to an increase in the resistance of the power plant tract. When the distance from the minimum passage section of the VZU to the leading edges of the pylons is less than 0.5 of the minimum clearance, the resistance of the VZU increases, and the shock waves at the leading edges block part of the passage section and reduce air consumption. An increase in the specified distance over 3.0 times the minimum clearance is impractical due to a decrease in the rigidity of the shell fastening with the central body, a decrease in the reliability of operation, and especially when flying missiles with supersonic speeds;
- раскрывающихся лопастей стабилизатора дугообразными, ориентированными выпуклыми поверхностями в направлении вращения ракеты под углом к ее продольной оси обеспечить стрельбу ракеты с ВРД из трубчатой направляющей, обеспечить действие суммарного вращающего момента крена ракеты с учетом обтекания лобового ВЗУ и собственного индуцированного момента крена дугообразных лопастей при полете со сверхзвуковыми скоростями в сторону ее вращения, обеспечив тем самым минимальные значения угла установки лопастей и уменьшение их сопротивления, увеличение дальности полета;- expanding stabilizer blades with arched, oriented convex surfaces in the direction of rocket rotation at an angle to its longitudinal axis, ensure firing of the rocket with the WFD from the tubular guide, ensure the effect of the total roll moment of the rocket taking into account the flow around the frontal rotor and its own induced roll moment of arched blades when flying from supersonic speeds in the direction of its rotation, thereby ensuring the minimum values of the angle of installation of the blades and a decrease in their resistance I, increased flight range;
- размаха лопастей стабилизатора, равным 0,5…2,0 длины обечайки обеспечить оптимальное изменение запаса статической устойчивости и стабилизирующего момента ракеты от времени полета. При размахе лопастей менее 0,5 длины обечайки происходит снижение запаса статической устойчивости и стабилизирующего момента ракеты за счет уменьшения подъемной силы лопастей и увеличения дестабилизирующего момента ВЗУ. Выполнение размаха лопастей свыше 2,0 длины обечайки приводит к излишнему увеличению стабилизирующего момента и запаса устойчивости, увеличивается ветровая чувствительность ракеты, ухудшаются характеристики точности;- the range of the stabilizer blades equal to 0.5 ... 2.0 of the shell length to ensure the optimal change in the margin of static stability and stabilizing moment of the rocket from the flight time. When the span of the blades is less than 0.5 of the length of the shell, the margin of static stability and the stabilizing moment of the rocket are reduced due to a decrease in the lifting force of the blades and an increase in the destabilizing moment of the rotor cage. The implementation of the range of the blades over 2.0 of the length of the shell leads to an excessive increase in the stabilizing moment and the margin of stability, increases the wind sensitivity of the rocket, deteriorates the accuracy characteristics;
- отношения минимальной площади проходного сечения воздухозаборного устройства к площади миделевого сечения ракеты в пределах 0,3…0,5 обеспечить надежный подвод воздуха в камеру сгорания и полноту сгорания топлива, что обеспечивает требуемые дроссельные характеристики ВРД, необходимую тягу двигателя и минимизацию ее разброса. Это позволяет увеличить дальность полета ракеты, улучшить характеристики точности. При отношении минимальной площади проходного сечения ВЗУ к площади миделевого сечения ракеты менее 0,3 уменьшается расход воздуха, что приводит к неполному сгоранию топлива в камере сгорания, уменьшению тяги ВРД, увеличению разброса тяги и ухудшению характеристик точности. Кроме того, происходит увеличение сопротивления ВЗУ и ракеты в целом. Выполнение указанного выше отношения более 0,5 приводит к уменьшению степени перемешивания воздуха и топлива, что приводит к уменьшению тяги ВРД и увеличению ее разброса.- the ratio of the minimum passage area of the intake device to the mid-sectional area of the rocket within 0.3 ... 0.5 to provide a reliable air supply to the combustion chamber and the completeness of fuel combustion, which provides the required throttle throttle response, the necessary engine thrust and minimization of its dispersion. This allows you to increase the flight range of the rocket, improve the accuracy characteristics. When the ratio of the minimum passage area of the VZU to the mid-sectional area of the rocket is less than 0.3, the air consumption decreases, which leads to incomplete combustion of the fuel in the combustion chamber, a decrease in the thrust of the engine, an increase in the dispersion of the thrust and a deterioration in the accuracy characteristics. In addition, there is an increase in the resistance of the VZU and the rocket as a whole. Fulfillment of the above ratio of more than 0.5 leads to a decrease in the degree of mixing of air and fuel, which leads to a decrease in thrust of the WFD and an increase in its dispersion.
Сущность изобретения поясняется, фиг. 1, где показан общий вид ракеты с воздушно-реактивным двигателем и раскрытым стабилизатором.The invention is illustrated, FIG. 1, which shows a general view of a rocket with an jet engine and an open stabilizer.
Ракета с воздушно-реактивным двигателем состоит из воздухозаборного устройства 1, включающего центральное тело 2 и обечайку 3, продольных пилонов 4, камеры сгорания 5, кольцевого сопла 6, газогенератора 7 с соплами подачи топлива в камеру сгорания 5, боевой части 8, стартового двигателя 9 твердого топлива, стабилизатора 10, лопастей 11. Обечайка 3 закреплена на центральном теле 2 посредством продольных пилонов 4, равномерно расположенных в окружном направлении. Пилоны 4 установлены под нулевым углом к продольной оси ракеты, а их передние кромки выполнены с симметричным заострением с углом α=10°…30°.A rocket with an air-jet engine consists of an
Минимальное проходное сечение воздухозаборного устройства 1 образовано внутренней поверхностью обечайки 3 диаметром d1 и наружной поверхностью В центрального тела 2 диаметром d2, а его площадь определяется по формуле 
В предлагаемой ракете отношение минимальной площади Sпр проходного сечения воздухозаборного устройства к площади миделевого сечения ракеты выполнено в пределах 0,3…0,5.In the proposed rocket, the ratio of the minimum area S pr of the passageway of the air intake device to the mid-sectional area of the rocket is made in the range of 0.3 ... 0.5.
Продольные пилоны 4 удалены на расстояние L1=(0,5…3,0)t от минимального проходного сечения воздухозаборного устройства 1. Раскрывающиеся лопасти 11 стабилизатора 10 выполнены дугообразными, ориентированными выпуклыми поверхностями в направлении вращения ракеты и установлены под углом к ее продольной оси. Размах лопастей 11 составляет 0,5…2,0 длины L2 обечайки 3.The
Предлагаемая ракета с воздушно-реактивным двигателем работает следующим образом.The proposed rocket with an jet engine works as follows.
При запуске ракеты сначала включают стартовый двигатель 9 твердого топлива, после вылета ее из трубчатых направляющих раскрываются дугообразные лопасти 11 стабилизатора 10 и она совершает устойчивый полет, вращаясь при этом вокруг продольной оси. При сверхзвуковых скоростях полета вращающий момент от угла установки и индуцированный момент крена дугообразных лопастей 11 направлены в одну сторону, то есть в направлении вращения ракеты. Начинает функционировать воздухозаборное устройство 1, и воздух через кольцевой зазор между центральным телом 2 и обечайкой 3 поступает в камеру сгорания 5. Предлагаемый выбор соотношений параметров обечайки и стабилизатора в указанных пределах обеспечивает оптимальный уровень изменения запаса статической устойчивости и стабилизирующего момента ракеты от времени полета. После достижения заданной скорости полета включают маршевый воздушно-реактивный двигатель и газовый поток топлива подают через отверстия из газогенератора 7 в камеру сгорания 5. Продольные пилоны 4 обеспечивают формирование воздушного потока и равномерное перемешивание с топливной смесью. Происходит сгорание топливно-воздушной смеси, и при ее вытекании через кольцевое сопло 6 образуется тяга двигателя с заданными максимальными характеристиками и минимальным ее разбросом.When the rocket is launched, the starting
За счет предлагаемой конструкции ракеты и выбора оптимальных соотношений геометрических параметров ее составных частей обеспечивается увеличение дальности полета, уменьшается разброс характеристик тяги воздушно-реактивного двигателя, повышается надежность функционирования составных частей и ракеты в целом, улучшаются характеристики точности.Due to the proposed design of the rocket and the selection of the optimal ratios of the geometric parameters of its components, an increase in the flight range is ensured, the dispersion of the thrust characteristics of the jet engine is reduced, the reliability of the functioning of the components and the rocket as a whole is improved, and the accuracy characteristics are improved.
В настоящее время в соответствии с предлагаемым техническим решением разработана конструкторская документация на ракету с воздушно-реактивным двигателем, изготовлен опытный образец и проведены испытания.Currently, in accordance with the proposed technical solution, design documentation has been developed for a rocket with an air-jet engine, a prototype has been manufactured, and tests have been carried out.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015117693/11A RU2585211C1 (en) | 2015-05-13 | 2015-05-13 | Missile with air-jet engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015117693/11A RU2585211C1 (en) | 2015-05-13 | 2015-05-13 | Missile with air-jet engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2585211C1 true RU2585211C1 (en) | 2016-05-27 |
Family
ID=56095987
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015117693/11A RU2585211C1 (en) | 2015-05-13 | 2015-05-13 | Missile with air-jet engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2585211C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2682418C1 (en) * | 2017-12-13 | 2019-03-19 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" | Missile with air-jet engine |
| RU2685002C2 (en) * | 2017-07-25 | 2019-04-16 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирского отделения Российской академии наук (ИТПМ СО РАН) | Missile with air-jet engine |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2117907C1 (en) * | 1997-03-26 | 1998-08-20 | Научно-производственное объединение машиностроения | Winged missile |
| RU2534838C1 (en) * | 2013-08-22 | 2014-12-10 | Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Cruise missile |
-
2015
- 2015-05-13 RU RU2015117693/11A patent/RU2585211C1/en active
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2117907C1 (en) * | 1997-03-26 | 1998-08-20 | Научно-производственное объединение машиностроения | Winged missile |
| RU2534838C1 (en) * | 2013-08-22 | 2014-12-10 | Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Cruise missile |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2685002C2 (en) * | 2017-07-25 | 2019-04-16 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирского отделения Российской академии наук (ИТПМ СО РАН) | Missile with air-jet engine |
| RU2682418C1 (en) * | 2017-12-13 | 2019-03-19 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" | Missile with air-jet engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2585211C1 (en) | Missile with air-jet engine | |
| JPH0886245A (en) | Scram jet test missile adapted so as to be discharged from gun | |
| Hewitt | Status of ramjet programs in the United States | |
| RU2682418C1 (en) | Missile with air-jet engine | |
| RU2352892C2 (en) | Cruise missile | |
| CN101113882B (en) | Bomb body structure capable of reducing shock wave drag of bomb body and method thereof | |
| GB1571010A (en) | Supersonic projectiles | |
| RU2410291C1 (en) | Supersonic missile with powdered metallic fuel engine | |
| RU2690236C1 (en) | Supersonic rotary rocket | |
| RU2513326C1 (en) | Method of firing of controlled artillery projectile | |
| RU2685002C2 (en) | Missile with air-jet engine | |
| RU2459177C1 (en) | Supersonic controlled projectile | |
| RU2756195C1 (en) | Rocket projectile with a gas-dynamic stabilization system | |
| Krishnan et al. | Design and control of solid-fuel ramjet for pseudovacuum trajectories | |
| Pelosi-Pinhas et al. | Solid-fuel ramjet regulation by means of an air-division valve | |
| RU2343397C2 (en) | Rocket missile | |
| RU2671452C2 (en) | Hypersonic aircraft | |
| RU2795731C1 (en) | Rotating rocket projectile launched from a tubular guide | |
| RU2176068C1 (en) | Jet projectile launched from launching tube | |
| Krisnan | Solid-Fuel Ramjet Assisted Gun-Launched Projectiles: An Overview | |
| RU2125701C1 (en) | Rocket | |
| RU2559657C1 (en) | Jet projectile rocket section | |
| Fink | Aerodynamic Properties of an Advanced Indirect Fire System (AIFS) Projectile | |
| RU2581097C1 (en) | Rocket section with stabilising device of projectile | |
| RU2773057C1 (en) | Rotating projectile launched from a smoothbore tubular rail |