RU2595070C2

RU2595070C2 - Unguided jet projectile

Info

Publication number: RU2595070C2
Application number: RU2014148354/11A
Authority: RU
Inventors: Андрей Владимирович Литвинов; Андрей Валерьевич Курбатов; Владимир Васильевич Кодолов; Александр Владимирович Черкасов; Геннадий Иванович Русских; Артем Константинович Воробьев; Сергей Михайлович Алаторцев
Priority date: 2014-12-01
Filing date: 2014-12-01
Publication date: 2016-08-20
Also published as: RU2014148354A

Abstract

FIELD: weapons and ammunition.

SUBSTANCE: invention relates to weapons, namely to jet ammunition. Rocket-assisted projectile launches from launching tube, plugged from bottom part. Projectile comprises rocket part with channel mid-flight charge, igniter and nozzle unit, gas generator with additional charge of bag charging, initiator. Initiator is installed in end of gas generator housing and connected via gas duct with afterburner tube. Augmenter tube passes through bag and central nozzle and directed to igniter through channel cruise charge. Gas generator is fixed on nozzle unit and has calibration undercuts on housing belt.

EFFECT: higher reliability of initiation and efficiency of unguided jet projectile.

1 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к области вооружения, в частности к реактивным боеприпасам, запускаемым из ствольных направляющих и имеющих высокие требования к параметрам старта, в том числе из подводного положения.The invention relates to the field of armament, in particular to reactive ammunition launched from barrel guides and having high requirements for launch parameters, including from underwater position.

Известна конструкция артиллерийской мины (см. Прохоров Б.А. Боеприпасы артиллерии. - М.: Машиностроение, 1973, стр. 43), содержащая воспламенительный заряд и дополнительные заряды.The known design of an artillery mine (see Prokhorov B.A. Ammunition of artillery. - M .: Mashinostroenie, 1973, p. 43), containing an igniter charge and additional charges.

Такая конструкция боеприпаса, имея преимущества в зажжении заряда, имеет существенный недостаток, связанный с тем, что основная энергия от продуктов сгорания получается за счет дополнительных зарядов, находящихся вне корпуса мины. А так как масса этих зарядов определяется объемом ствольного пространства, боеприпасы имеют ограниченную дальность.This design of the ammunition, having advantages in ignition of the charge, has a significant drawback associated with the fact that the main energy from the combustion products is obtained due to additional charges located outside the mine’s shell. And since the mass of these charges is determined by the volume of the barrel space, ammunition has a limited range.

Этим же недостатком обладает и конструкция выстрела к безоткатным орудиям Б-10 и Б-11 (см. Прохоров Б.А. Боеприпасы артиллерии. - М.: Машиностроение, 1973, стр. 235), содержащая воспламенительный заряд.The same drawback has the design of a shot to recoilless guns B-10 and B-11 (see Prokhorov B.A. Ammunition of artillery. - M .: Mashinostroenie, 1973, p. 235), which contains an igniter charge.

Известна также конструкция активно-реактивного снаряда (АРС), содержащая ракетную часть с маршевым зарядом в прочном корпусе, сопловой блок и стартовый пороховой заряд картузного снаряжения (см. Прохоров Б.А. Боеприпасы артиллерии. - М.: Машиностроение, 1973, стр. 125, рис. 2.21). Подобная конструкция позволяет боеприпасу достигать повышенной дальности.Also known is the design of an active-reactive projectile (ARS), containing a missile part with a marching charge in a sturdy housing, a nozzle block and a starting powder charge of cartridges (see Prokhorov B.A. Ammunition of artillery. - M.: Mechanical Engineering, 1973, p. 125, Fig. 2.21). This design allows the ammunition to reach increased range.

Недостатком ее является недостаточно высокая динамика выхода (небольшое ускорение), которое имеет очень большое значение при массе разрывного заряда, превосходящей массу двигательной установки. Это связано с недостаточной площадью горения зарядов при старте.Its disadvantage is the insufficiently high output dynamics (slight acceleration), which is very important when the mass of the explosive charge exceeds the mass of the propulsion system. This is due to the insufficient burning area of the charges at startup.

Ракета (патент на изобретение №2293283, F42B 12/00, 15/00) является наиболее близкой по технической сущности и выполняемой задаче к предлагаемому изобретению.The rocket (patent for the invention No. 2293283, F42B 12/00, 15/00) is the closest in technical essence and the task to be performed on the proposed invention.

Прототип содержит маршевый двигатель с соплом, механизмы фиксации в трубе, а также газосвязанный через расходные отверстия с внутренней полостью пусковой трубы газогенератор, который с помощью тарированных элементов закреплен на сопле с образованием запальной полости, связанной отверстиями с камерой сгорания газогенератора, и снабжен пироинициатором, соединенным газоходом через пороховой аккумулятор давления с запальной полостью, при том что газоход вдвинут в запальную полость на 50-75% ее общей длины.The prototype contains a mid-flight engine with a nozzle, fixing mechanisms in the pipe, and a gas generator connected to the nozzle to form an ignition cavity connected with the holes to the combustion chamber of the gas generator using calibrated elements and secured to the pyroinitiator the flue through the powder pressure accumulator with the firing cavity, while the flue is pushed into the firing cavity by 50-75% of its total length.

Недостатками прототипа является большая габаритная длина газогенератора, его негерметичность и система запуска ракеты, при которой начальный импульс движения ракета получает при срабатывании порохового аккумулятора давления и параллельно происходит инициирование маршевого заряда и заряда газогенератора.The disadvantages of the prototype are the large overall length of the gas generator, its leakage and the missile launch system, in which the rocket receives the initial impulse of movement when the powder pressure accumulator is triggered, and the march charge and gas generator charge are simultaneously initiated.

Задачей настоящего изобретения является повышение надежности инициирования и эффективности неуправляемого реактивного снаряда (НРС) с картузным снаряжением дополнительного заряда.The objective of the present invention is to increase the reliability of initiation and the effectiveness of an uncontrolled missile projectile (LDC) with an additional charge cap.

Поставленная задача достигается тем, что в активно-реактивном снаряде, стартующем из пусковой трубы, заглушенной с донной части и содержащем ракетную часть с канальным маршевым зарядом, воспламенителем и сопловым блоком, газогенератор с дополнительным зарядом картузного снаряжения, инициатор, размещенный в торце корпуса газогенератора и соединенный газоводом с форсажной трубкой, данная форсажная трубка проходит через картуз и центральное сопло и направлена к воспламенителю через канал маршевого заряда. При этом газогенератор закреплен на сопловом блоке и имеет тарировочные подрезы на пояске корпуса, которые позволяют проводить расстыковку ракетной части и газогенератора при достижении заданного давления в его корпусе. Движение НРС начинается только после создания в засопловой полости пусковой трубы давления, способного преодолеть сопротивление заглушки, установленной на пусковой трубе, при этом маршевый заряд уже вышел на установившийся режим.This object is achieved by the fact that in an active-rocket projectile starting from the launch tube, muffled from the bottom and containing a missile part with a channel marching charge, an igniter and a nozzle block, a gas generator with an additional shotgun equipment charge, an initiator located in the end face of the gas generator and connected by a gas duct to the afterburner, this afterburner passes through the cap and the central nozzle and is directed to the igniter through the marching charge channel. At the same time, the gas generator is mounted on the nozzle block and has calibration undercuts on the housing belt, which allow undocking of the rocket part and the gas generator when the specified pressure in its housing is reached. The movement of the LDCs begins only after the pressure is created in the sub-flooded cavity of the launch tube, which can overcome the resistance of the plug installed on the launch tube, while the sustainer charge has already reached steady state.

На чертеже изображен заявляемый НРС, установленный в пусковую трубу.The drawing shows the inventive LDC installed in the launch tube.

Конструкция НРС содержит корпус ракетной части 1, канальный маршевый заряд твердого топлива 2, воспламенитель 3, пиропатрон 4, сопловой блок 6, корпус газогенератора 7 с зарядом 8, форсажную трубку 5. Корпус газогенератора закреплен на сопловом блоке РДТТ и ослаблен в зоне пояска тарированной проточкой 9. НРС в сборе размещается пусковой трубе, опирается на опорное кольцо 10 и герметизируется крышкой 11, обеспечивающей его поджатие с определенным усилием.The design of the LDCs includes a missile housing 1, a channel marching charge of solid fuel 2, an igniter 3, a squib 4, a nozzle block 6, a gas generator housing 7 with a charge of 8, an afterburner 5. The gas generator housing is mounted on a solid propellant nozzle block and is weakened in the girdle zone by a calibrated groove 9. The LDC assembly is placed in the launch tube, rests on the support ring 10 and is sealed by a cover 11, which ensures its preload with a certain force.

Данная конструкция НРС функционирует следующим образом.This design LDC operates as follows.

При подаче команды на запуск срабатывает пиропатрон 4, струя продуктов сгорания которого поступают через газоход, форсажную трубку 5 и канал маршевого заряда на воспламенитель 3. Продукты сгорания воспламенителя поджигают маршевый заряд 2, двигаясь вдоль него к сопловому блоку 6. При истечении образующейся газовой смеси через сопла в полость корпуса газогенератора 7 происходит инициирование его заряда 8, что вызывает повышение давления и расстыковку корпусов ракетной части 1 и газогенератора 7 по тарированной проточке 9. При этом корпус газогенератора 7 смещается в сторону, противоположную движению НРС на (2÷3) мм, обеспечивая свободное заполнение полости пусковой трубы продуктами сгорания. Совместное истечение продуктов сгорания маршевого заряда и заряда газогенератора в полость пусковой трубы вызывает вскрытие крышки 11 и дальнейшее движение ракетной части НРС вдоль пусковой трубы.When a start command is issued, the igniter 4 is triggered, the stream of combustion products of which passes through the gas duct, afterburner 5 and the sustainer charge channel to the igniter 3. The ignition combustion products ignite the sustainer charge 2, moving along it to the nozzle block 6. When the gas mixture flows through nozzles into the cavity of the body of the gas generator 7, its charge 8 is initiated, which causes an increase in pressure and undocking of the bodies of the rocket part 1 and the gas generator 7 along a calibrated groove 9. In this case, the gas body generator 7 is displaced in the direction opposite to the movement of LDC (2 ÷ 3) mm, providing free filling of the cavity combustion launch tube. The joint expiration of the products of combustion of the sustainer charge and the charge of the gas generator into the cavity of the launch tube causes the opening of the lid 11 and the further movement of the missile part of the LDCs along the launch tube.

Заявляемая конструкция НРС позволяет реализовать последовательную схему воспламенения маршевого заряда и заряда газогенератора, а также повысить ее надежность. Кроме того, существенно повышаются динамические характеристики снаряда на выходе из пусковой трубы, поскольку суммарная площадь горения зарядов возрастает за счет использования стартового заряда картузного снаряжения.The inventive design of the LDC allows you to implement a consistent ignition circuit marching charge and the charge of the gas generator, as well as to increase its reliability. In addition, the dynamic characteristics of the projectile at the exit of the launch tube significantly increase, since the total area of charge burning increases due to the use of the starting charge of the shotgun equipment.

Сопоставительный анализ с прототипом показывает, что заявляемая конструкция отличается схемой инициирования зарядов, отсутствием запальной полости и начальной фиксацией снаряда.Comparative analysis with the prototype shows that the claimed design differs in the scheme of initiation of charges, the absence of an ignition cavity and the initial fixation of the projectile.

Сравнение заявляемого решения не только с прототипом, но и с другими техническими решениями в области активно-реактивных боеприпасов, позволяет сделать вывод, что предложенная совокупность существенных признаков дает положительный эффект, увеличивая надежность воспламенения зарядов, уменьшая габаритную длину газогенератора и позволяя реализовать герметичность как самого снаряда, так и пусковой трубы для подводного старта.Comparison of the claimed solution not only with the prototype, but also with other technical solutions in the field of active-reactive ammunition, allows us to conclude that the proposed set of essential features gives a positive effect, increasing the reliability of ignition of charges, reducing the overall length of the gas generator and allowing the tightness of the shell itself and launch tube for underwater launch.

Claims

1. An uncontrolled missile launching from a launch tube plugged from the bottom, containing a main engine with a channel charge and nozzle block, on which a detachable gas generator housing with a starting powder charge and an initiator located in the bottom of the gas generator housing is fixed, characterized in that in order to increase the reliability of the projectile, an igniter placed in the front cavity of the engine is connected to the initiator by means of a gas duct and an afterburner passing through the gas generator body through starting charge and engine nozzle block.

2. An uncontrolled missile projectile according to claim 1, characterized in that in order to stabilize the maximum pressure in the flooded cavity of the launch tube, the gas generator housing is fastened to the engine housing by a shear element and has the ability to move inside the launch tube in the direction opposite to the movement of the LDCs.