RU2620694C1 - Multiple-warhead rocket for impact on clouds - Google Patents
Multiple-warhead rocket for impact on clouds Download PDFInfo
- Publication number
- RU2620694C1 RU2620694C1 RU2016124045A RU2016124045A RU2620694C1 RU 2620694 C1 RU2620694 C1 RU 2620694C1 RU 2016124045 A RU2016124045 A RU 2016124045A RU 2016124045 A RU2016124045 A RU 2016124045A RU 2620694 C1 RU2620694 C1 RU 2620694C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- charge
- rocket
- self
- pyrotechnic
- 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
-
- A—HUMAN NECESSITIES
- A01—AGRICULTURE; FORESTRY; ANIMAL HUSBANDRY; HUNTING; TRAPPING; FISHING
- A01G—HORTICULTURE; CULTIVATION OF VEGETABLES, FLOWERS, RICE, FRUIT, VINES, HOPS OR SEAWEED; FORESTRY; WATERING
- A01G15/00—Devices or methods for influencing weather conditions
Landscapes
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Atmospheric Sciences (AREA)
- Environmental Sciences (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к устройствам для изменения атмосферных условий, а более конкретно к метеорологическим ракетам для рассеивания в облаках аэрозоля, генерируемого пиротехническим топливом, с целью предотвращения градобитий или искусственного вызывания осадков.The invention relates to a device for changing atmospheric conditions, and more particularly to meteorological rockets for dispersion in the clouds of aerosol generated by pyrotechnic fuel, in order to prevent hail or artificial precipitation.
Уровень данной области техники характеризуют ракеты для активного воздействия на облака, описанные в патентах RU №2129354, A01G 15/00, 1997 г., №2340861 F42B 12/36, 2007 г., которые содержат головную часть с шашками активного дыма, закрытую обтекателем, оснащенным коллектором выходных отверстий для генерируемого аэрозоля, исполнительный механизм самоликвидации, твердотопливный реактивный двигатель, выполненный из двух последовательных секций, каждая из которых включает канальную пороховую шашку и усилительный заряд, сопловой блок с аэродинамическими лопастями, в центре которого установлена электрокапсюльная втулка, оснащенная огнепередаточной трубкой.The level of this technical field is characterized by rockets for active exposure to clouds, described in patents RU No. 2129354, A01G 15/00, 1997, No. 2340861 F42B 12/36, 2007, which contain a head part with active smoke bombs, closed fairing equipped with an exhaust manifold for the generated aerosol, self-liquidation actuator, solid propellant jet engine made of two successive sections, each of which includes a channel powder gun and an amplification charge, nozzle block with aerodynamic safety a unit in the center of which an electrocapsule sleeve is installed, equipped with a fire tube.
Характерной особенностью описанных ракет является оснащение головной части исполнительным механизмом системы самоликвидации, размещенным в коллекторе обтекателя, замедлительный заряд которого инициируется автоматически при воспламенении шашки активного дыма. Время замедления превышает время функционирования шашки активного дыма. Срабатывание системы самоликвидации происходит от капсюля-детонатора.A characteristic feature of the described missiles is the equipping of the head with an actuator of the self-liquidation system located in the fairing collector, the deceleration charge of which is automatically initiated when the active smoke bomb is ignited. The deceleration time exceeds the functioning time of the active smoke bomb. The self-destruction system is triggered by a detonator capsule.
Для запуска ракеты с пусковой установки подается электрический импульс на электрокапсюльную втулку, при срабатывании которой формируется форс пламени, направленный посредством огнепередаточной трубки на пороховую шашку реактивного двигателя, тем самым запуская его в работу. Ракета, после ее разгона работой реактивного двигателя, по инерции летит по определенной баллистической траектории, оставляя трассу льдообразующего аэрозоля, до момента самоликвидации.To launch the rocket from the launcher, an electrical impulse is supplied to the electrocapsule sleeve, when triggered, a force of flame is formed, which is directed by a fire-transfer tube to the powder block of the jet engine, thereby putting it into operation. A rocket, after its acceleration by the operation of a jet engine, flies by inertia along a certain ballistic trajectory, leaving the ice-forming aerosol path until self-liquidation.
Продольные ленточные заряды взрывчатого вещества системы самоликвидации, распределенные вдоль корпуса ракеты, при подрыве (через время задержки после окончания работы функционального снаряжения головной части) создают направленные к центру встречные потоки осколков, которые взаимно дробятся при встрече с потерей кинетической энергии, а кольцевые ленточные заряды дробят наиболее массивные части ракет на фрагменты, не имеющие убойной силы.The longitudinal tape charges of the self-destruction system explosive distributed along the rocket’s body, when blown up (after the delay time after the end of the functional equipment of the head part) create counter-flowing streams of fragments directed towards the center, which are mutually fragmented when they encounter a loss of kinetic energy, and the ring tape charges are crushed the most massive parts of missiles into fragments that do not have deadly force.
Недостатками известных ракет являются неудовлетворительная функциональная надежность двухсекционного реактивного двигателя, в каждой из секций которого для стабилизации горения канальных пороховых шашек дополнительно используются пиротехнические шашки торцевого горения, связанные с усилителями для передачи воспламенительного импульса, недостаточный радиус действия вследствие относительно малой дальности полета в сравнении с массой и габаритными размерами, а также низкий коэффициент полезного заряжания (вес шашки активного дыма составляет менее 10% от общего веса ракеты).The disadvantages of the known rockets are the unsatisfactory functional reliability of a two-section jet engine, in each of which sections to stabilize the combustion of the channel powder guns, pyrotechnic end-combustion checkers associated with amplifiers for transmitting the ignition pulse are additionally used, the radius of action is insufficient due to the relatively short flight range in comparison with the mass and overall dimensions, as well as a low coefficient of useful loading (weight of the active smoke bombs It is less than 10% of the total weight of the missile).
Известна ракета для активного воздействия на облака, содержащая головную часть, закрытую обтекателем, канальную шашку пиротехнического заряда активного дыма, лучевой капсюль-детонатор, газораспределительные решетки, ленточные заряды взрывчатого вещества механизма самоликвидации, двухсекционный твердотопливный реактивный двигатель с воспламенительным зарядом, ресивер, сопловой блок с электровоспламенительной втулкой, аэродинамические лопасти и дымовыходные отверстия, описанная в патенте RU 2485762, A01G 15/00, F42B 12/36, 2013 г., которая по числу совпадающих признаков и технической сущности выбрана в качестве наиболее близкого аналога предложенной конструкции ракеты.Known rocket for active exposure to clouds, containing a head part covered by a fairing, a channel piece of a pyrotechnic charge of active smoke, a beam detonator capsule, gas distribution lattices, tape charges of an explosive self-liquidation mechanism, a two-section solid-fuel jet engine with an ignition charge, a receiver, nozzles electroflamer sleeve, aerodynamic blades and smoke exhaust openings described in patent RU 2485762, A01G 15/00, F42B 12/36, 2013, which in number with falling signs and technical nature is selected as the closest analogue of the proposed missile design.
Для запуска ракеты с пусковой установки подается электрический импульс на электрокапсюльную втулку, при срабатывании которой формируется форс пламени, направленный посредством огнепередаточной трубки на узел воспламенения шашек реактивного двигателя, тем самым запуская его в работу. При достижении усилия тяги, достаточного для отжатия стопора пусковой установки, ракета сходит с направляющих и стартует под действием реактивной струи соплового блока. Ракета, после ее разгона работой реактивного двигателя, по инерции летит по определенной баллистической траектории, по которой входит в обрабатываемое облако, с минимальным склонением к горизонту. Далее тепловым факелом, формируемым при сгорании усилительного заряда, воспламеняются канальные шашки и монолитная шашка активного дыма головной части ракеты. В процессе горения шашек активно генерируется аэрозоль, включающий мелкодисперсный льдообразующий реагент, который служит в качестве активных ядер кристаллизации влаги. Генерируемый аэрозоль через газораспределительные отверстия поперечными струями выбрасывается в обрабатываемое облако для образования кристаллов льда, которые выпадают в виде атмосферных осадков. По окончании сгорания шашки активного дыма воспламеняется усилительный заряд инициирования капсюля-детонатора ленточного заряда механизма самоликвидации.To launch the rocket from the launcher, an electrical impulse is supplied to the electrocapsule sleeve, when triggered, a force of flame is formed, directed by means of a fire-transfer tube to the ignition unit of the drafts of the jet engine, thereby putting it into operation. Upon reaching the thrust force sufficient to depress the launcher stopper, the missile leaves the guides and starts under the action of the jet of the nozzle block. A rocket, after it is accelerated by the operation of a jet engine, flies by inertia along a certain ballistic path along which it enters the cloud being processed, with a minimum inclination to the horizon. Next, the heat plume formed during the combustion of the amplification charge ignites the channel checkers and the monolithic bomb of active smoke of the head of the rocket. In the process of burning drafts, an aerosol is actively generated, including a finely dispersed ice-forming reagent, which serves as active nuclei of crystallization of moisture. The generated aerosol through the gas distribution openings is emitted by transverse jets into the treated cloud to form ice crystals that precipitate in the form of precipitation. At the end of the combustion of the active smoke bomb, the amplifying charge of initiating the detonator capsule of the tape charge of the self-destruction mechanism is ignited.
Особенностью указанной ракеты является то, что генерируемые в большом объеме газообразные продукты горения шашки активного дыма дополнительно выводятся через свободный к тому времени объем корпуса ракеты и ее сопловой блок, выполняя дополнительную функцию в качестве льдообразующего топлива.A feature of this rocket is that gaseous products of burning active smoke bombs generated in a large volume are additionally removed through the volume of the rocket body and its nozzle block, free by then, performing an additional function as ice-forming fuel.
Недостатками известной ракеты являются:The disadvantages of the known rockets are:
- ограничение радиуса действия вследствие относительно малой дальности полета в сравнении с массой и габаритными размерами;- limiting the range due to the relatively short range in comparison with the mass and overall dimensions;
- низкий коэффициент заряжания (вес шашки активного дыма составляет около 7% общего веса ракеты);- low loading coefficient (weight of active smoke bombs is about 7% of the total weight of the rocket);
- низкая степень диафрагмирования во время горения льдообразующего состава шашки активного дыма, от которой напрямую зависит количество выхода льдообразующих ядер пиротехнического состава. Давление во время горения льдообразующего состава в головной части ракеты в пределах 0,3 кгс/см2.- a low degree of diaphragm during combustion of the ice-forming composition of the active smoke bomb, which directly determines the amount of output of the ice-forming nuclei of the pyrotechnic composition. The pressure during combustion of the ice-forming composition in the head of the rocket within 0.3 kgf / cm 2 .
Технической задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является повышение эффективности действия ракеты за счет новых конструктивных решений, позволяющих в процессе реактивного движения автономно отделить отработавший стартовый двигатель, ставший балластом, от головной части (маршевый двигатель), тем самым уменьшая общий вес ракеты, одновременно формируя форс пламени маршевого двигателя, с сохранением скорости и дальности полета в течение времени работы маршевого двигателя, а также увеличить выход газообразных продуктов льдообразующего состава с одного грамма пиротехнического топлива.The technical problem to which the present invention is directed is to increase the effectiveness of the rocket due to new design solutions that allow in the process of jet propulsion to autonomously separate the spent starting engine, which has become ballast, from the warhead (main engine), thereby reducing the total weight of the rocket, at the same time forming a marching flame of the marching engine, while maintaining the speed and range during the operation time of the marching engine, and also to increase the output of gaseous ucts ice-forming composition with one gram of the pyrotechnic fuel.
Требуемый технический результат достигается тем, что в известной ракете, содержащей головную часть (маршевый двигатель), закрытую обтекателем, включающую заряд пиротехнического топлива торцевого горения и систему самоликвидации, твердотопливный стартовый двигатель, воспламенительный заряд которого взаимодействует с электровоспламенительной втулкой соплового блока, оснащенный ленточным зарядом взрывчатого вещества механизма самоликвидации, согласно изобретению между стартовым и маршевым двигателями размещена система автономного отделения маршевого двигателя, включающая закрепленный с помощью установочных винтов с возможностью расфиксации крепления адаптер стыковки двигателей, а заряд пиротехнического топлива торцевого горения маршевого двигателя одновременно является льдообразующей шашкой активного дыма, и перед сопловым блоком маршевого двигателя установлена решетка-рассекатель, каждое из отверстий которой в три-четыре раза меньше критического диаметра соплового блока, причем общая их площадь сечения не менее чем пятикратно превышает площадь критического диаметра соплового блока.The required technical result is achieved by the fact that in a known rocket containing a head part (main engine), closed by a fairing, including a pyrotechnic end-face fuel charge and a self-liquidation system, a solid-propellant starting engine, the ignition charge of which interacts with an electro-ignition nozzle block sleeve equipped with a tape explosive charge substances of the self-liquidation mechanism, according to the invention, between the starting and marching engines, an autonomous separation of the main engine, including the docking adapter of the engines docked with the help of fixing screws with the possibility of fixing the mount, and the charge of the end-burning pyrotechnic fuel of the main engine is simultaneously an ice-forming bomb of active smoke, and a grid-divider is installed in front of the nozzle block of the main engine, each of which has three openings - four times less than the critical diameter of the nozzle block, and their total cross-sectional area is not less than five times the critical area diameter of the nozzle block.
Другими особенностями ракеты является следующие признаки:Other features of the rocket are the following symptoms:
1. Стартовый и маршевый двигатели имеют собственный сопловой блок с аэродинамическими лопастями, а также собственную систему самоликвидации;1. Starting and marching engines have their own nozzle block with aerodynamic blades, as well as their own self-liquidation system;
2. Система самоликвидации маршевого двигателя имеет кумулятивный центральный заряд с лучевым капсюлем-детонатором.2. The sustainer self-destruction system has a cumulative central charge with a detonator beam capsule.
Отличительные признаки направлены на повышение эффективности действия метеорологической ракеты по целевому назначению, снижение себестоимости с сохранением ее функциональной надежности.Distinctive features are aimed at improving the effectiveness of the meteorological rocket for its intended purpose, reducing costs while maintaining its functional reliability.
Система автономного отделения маршевого двигателя в процессе движения отделяет стартовый двигатель вместе с адаптером стыковки от отработанного маршевого двигателя, тем самым освобождаясь от ненужного балласта и позволяя вследствие значительного уменьшения веса ракеты при относительно небольшой тяге сохранять скорость в течение времени работы маршевого двигателя, тем самым увеличивая эффективность действия и дальность полета ракеты.The system of autonomous separation of the main engine during the movement separates the starting engine with the docking adapter from the spent main engine, thereby freeing up unnecessary ballast and, due to a significant reduction in the weight of the rocket with relatively low traction, maintain speed during the operation of the main engine, thereby increasing efficiency action and missile range.
Использование заряда пиротехнического топлива торцевого горения маршевого двигателя одновременно и в качестве льдообразующей шашки активного дыма упрощает конструкцию ракеты, а также увеличивает выход газообразных продуктов льдообразующего состава за счет увеличения диафрагмирования выходящих продуктов сгорания в сопловом блоке маршевого двигателя.Using the charge of the pyrotechnic fuel of the end-face combustion of the sustainer engine at the same time as an ice-forming bomb of active smoke simplifies the design of the rocket and also increases the yield of gaseous products of the ice-forming composition by increasing the diaphragm of the exhaust products in the nozzle block of the sustainer engine.
Расположение в маршевом двигателе сферической формы решетки-рассекателя между зарядом пиротехнического топлива торцевого горения и сопловым блоком позволяет собрать на себе шлаки продуктов сгорания топлива и несгоревшие частицы, предотвращая зашлаковку соплового блока.The location in the main engine of a spherical shape of a grid-divider between the end-combustion pyrotechnic fuel charge and the nozzle block allows to collect on itself the slags of the fuel combustion products and unburned particles, preventing the nozzle block from slagging.
Снабжение стартового и маршевого двигателей сопловым блоком с аэродинамическими лопастями повышает надежность действия ракеты за счет стабилизации ее полета, а конструктивно отличающиеся системы самоликвидации, смонтированные в двигателях, увеличивают безопасность эксплуатации ракеты для населения в районе проведения стрельб, причем кумулятивный центральный заряд системы самоликвидации маршевого двигателя дополнительно позволяет обеспечить полное распыление льдообразующего реагента, обеспечивая засев обрабатываемого облака ядрами йодистого серебра.The supply of the starting and marching engines with a nozzle block with aerodynamic blades increases the reliability of the rocket due to the stabilization of its flight, and structurally different self-destruction systems mounted in the engines increase the safety of the rocket for the population in the shooting area, and the cumulative central charge of the self-destruction system of the marching engine additionally allows you to ensure complete atomization of the ice-forming reagent, providing inoculation of the treated cloud i ramie silver iodide.
Следовательно, каждый существенный признак заявленного изобретения необходим, а их совокупность в устойчивой взаимосвязи является достаточной для достижения нового качества, не присущего признакам в разобщенности, то есть требуемый технический результат достигается эффектом суммы признаков неизвестной из уровня техники.Therefore, each essential feature of the claimed invention is necessary, and their combination in a stable relationship is sufficient to achieve a new quality that is not inherent in the signs of disunity, that is, the required technical result is achieved by the effect of the sum of features unknown from the prior art.
Проведенный сопоставительный анализ заявленного изобретения с выявленными аналогами уровня техники, из которого изобретение не следует явным образом для специалиста по метеорологическим ракетам, подтвердил неизвестность предложенного технического решения, а с учетом возможности промышленного серийного производства ракет для воздействия на облака можно сделать вывод о соответствии критериям патентоспособности.A comparative analysis of the claimed invention with identified analogues of the prior art, from which the invention does not explicitly follow for a specialist in meteorological rockets, confirmed the unknown technical solution, and given the possibility of industrial serial production of rockets for impact on the clouds, it can be concluded that the criteria for patentability are met.
Сущность изобретения поясняется чертежом, который имеет иллюстративное значение и не ограничивает объема притязаний совокупности существенных признаков. На чертеже схематично изображен общий вид ракеты.The invention is illustrated by the drawing, which is illustrative and does not limit the scope of the claims of a combination of essential features. The drawing schematically shows a General view of the rocket.
Структурно ракета для воздействия на облака включает последовательно смонтированные стартовый 1 и маршевый двигатели 2. В сопловом блоке стартового двигателя 1.3 с аэродинамическими лопастями стабилизатора 1.2, закреплен электровоспламенитель 1.1, связанный с пусковой установкой. В корпусе стартового двигателя последовательно установлены канальный пороховой заряд 1.4, пиротехнический замедлитель корректировки угла полета ракеты 1.5 и коллектор воспламенения маршевого двигателя 1.6 с замедлителями инициирования ленточного заряда самоликвидации стартового двигателя 1.7.Structurally, the rocket for influencing the clouds includes sequentially mounted starting 1 and mid-flight engines 2. In the nozzle block of the starting engine 1.3 with aerodynamic blades of the stabilizer 1.2, an electric igniter 1.1 is fixed, connected to the launcher. A channel powder charge 1.4, a pyrotechnic retarder for adjusting the angle of flight of the rocket 1.5, and an ignition collector for the marching engine 1.6 with retardants for initiating the tape charge for self-liquidation of the starting engine 1.7 are sequentially installed in the housing of the starting engine.
Посредством адаптера стыковки 1.8 стартовый двигатель соединен с маршевым двигателем, имеющим в своей конструкции собственный сопловой блок 2.1 и собственный стабилизатор 2.2. Решетка-рассекатель 2.3, расположенная в корпусе маршевого двигателя между сопловым блоком и пиротехническим зарядом льдообразующего пиротехнического топлива торцевого горения 2.4, позволяет собрать на себе шлаки продуктов сгорания топлива и несгоревшие частицы, тем самым предотвращая зашлаковку соплового блока. Последовательно расположенный кумулятивный центральный заряд ликвидации маршевого двигателя 2.5 с помощью капсюля-детонатора инициирует подрыв и самоликвидацию маршевого двигателя. Обтекатель ракеты 2.6 заполнен инертным составом.Using the docking adapter 1.8, the starting engine is connected to the main engine, which has its own nozzle block 2.1 and its own stabilizer 2.2. The grid divider 2.3, located in the main engine body between the nozzle block and the pyrotechnic charge of the ice-forming pyrotechnic end-face fuel 2.4, allows you to collect the slags of the fuel combustion products and unburned particles, thereby preventing slagging of the nozzle block. A sequentially located cumulative central charge for eliminating the marching engine 2.5 using a detonator capsule initiates the undermining and self-destruction of the marching engine. The rocket fairing 2.6 is filled with an inert composition.
Принцип работы заключается в следующем.The principle of operation is as follows.
Ракета для воздействия на облака устанавливается в направляющую пусковой установки, которая фиксируется в нужном направлении по азимуту и углу возвышения и крепится стопором на сопловом блоке 1.3. К электровоспламенителю 1.1 подсоединяется источник питания, закрепленный на направляющей пусковой установке. При подаче напряжения срабатывает электровоспламенитель и воспламеняет заряд дымного пороха, находящийся в предсопловой решетке. Заряд дымного пороха воспламеняет канальный пороховой заряд 1.4 и пиротехнический замедлитель 1.5. Газообразные продукты горения порохового заряда поступают в сопловой блок, где динамично выбрасываются струями в атмосферу, развивая тяговое усилие. При достижении усилия тяги, достаточного для отжатая стопора пусковой установки, ракета сходит с ее направляющих. Время работы стартового двигателя - около 2 с (время может меняться в зависимости от температуры окружающего воздуха). По окончании работы стартового двигателя и сгорания пиротехнического замедлителя 1.5 срабатывает заряд дымного пороха, находящийся в хвостовике пиротехнического замедлителя. Далее тепловой импульс передается по двум путям:The rocket for influencing the clouds is installed in the launcher guide, which is fixed in the right direction in azimuth and elevation angle and is fastened with a stopper on the nozzle block 1.3. An electric ignitor 1.1 is connected to a power source mounted on a launcher guide. When a voltage is applied, the electric igniter is activated and ignites the charge of the smoke powder located in the pre-nozzle grill. The charge of smoke powder ignites the channel powder charge 1.4 and pyrotechnic moderator 1.5. The gaseous products of combustion of the powder charge enter the nozzle block, where they are dynamically ejected by jets into the atmosphere, developing traction. Upon reaching the traction force sufficient to depress the stopper of the launcher, the missile leaves its guides. The starting engine has a running time of about 2 s (time may vary depending on the ambient temperature). Upon completion of the operation of the starting engine and the combustion of the pyrotechnic moderator 1.5, the charge of smoke powder that is in the shank of the pyrotechnic moderator is activated. Next, the thermal pulse is transmitted in two ways:
1. По центральному каналу коллектора 1.6 мгновенно воспламеняет заряд топлива маршевого двигателя;1. Through the central channel of the collector 1.6 instantly ignites the fuel charge of the main engine;
2. Воспламеняет два замедлителя, находящихся в корпусе коллектора, которые через 3 с инициируют капсюли-детонаторы, приводящие в действие систему самоликвидации стартового двигателя.2. Ignites two moderators located in the collector body, which after 3 seconds initiate detonator capsules, which activate the self-liquidation system of the starting engine.
При достижении в корпусе маршевого двигателя давления более 10 кгс/см2, создаваемого реактивной струей торцевого горения пиротехнического топлива, между сопловым блоком маршевого двигателя 2.1 и адаптером стыковки стартового и маршевого двигателей 1.8 возникает осевое усилие расфиксации крепления (более 50 кгс), в результате происходит срезание резьбового соединения установочных винтов, маршевый двигатель отстыковывается от стартового двигателя вместе с адаптером стыковки.When the pressure in the main engine housing reaches more than 10 kgf / cm 2 generated by the jet end-face jet of pyrotechnic fuel, between the nozzle block of the main engine 2.1 and the docking adapter of the starting and main engines 1.8, an axial force of fixing fixing occurs (more than 50 kgf), as a result cutting the threaded connection of the set screws, the main engine is undocked from the starting engine along with the docking adapter.
Маршевый двигатель за счет высокого импульса удельной тяги, превышающей в 4-6 раз вес двигателя, за 3 с отдаляется от стартового двигателя на безопасное расстояние от возможности повреждения при самоликвидации отработанного стартового двигателя и в течение ориентировочно 40 с летит по определенной траектории, засевая трассу льдообразующими ядрами, причем время полета может регулироваться высотой запрессованного состава, тем самым определяя дальность полета и количество внесенного реагента. По окончании горения топлива маршевого двигателя воспламеняется и срабатывает капсюль-детонатор, находящийся по центру кумулятивного заряда ликвидации маршевого двигателя. Маршевый двигатель ликвидируется. Работа ракеты заканчивается.Due to the high impulse of the specific thrust, which is 4-6 times greater than the weight of the engine, the marching engine moves away from the starting engine by a safe distance from the possibility of damage during the self-liquidation of the exhausted starting engine for 3 seconds and flies along a certain path for approximately 40 seconds, infesting the ice-forming route nuclei, and the flight time can be adjusted by the height of the pressed train, thereby determining the flight range and the amount of reagent introduced. At the end of the fuel burning, the sustainer engine ignites and the detonator capsule is located, which is located in the center of the cumulative elimination charge of the sustainer engine. Marching engine is eliminated. The work of the rocket ends.
Натурные испытания опытных образцов предложенной ракеты подтвердили повышение эффективности действия по основному назначению, значительно увеличив выход льдообразующих ядер с одного грамма пиротехнического топлива, за счет увеличения диафрагмирования выходящих продуктов сгорания и возрастание дальности полета ракеты.Field tests of the prototypes of the proposed rocket confirmed an increase in the efficiency of the main purpose, significantly increasing the yield of ice-forming nuclei from one gram of pyrotechnic fuel, due to an increase in the diaphragm of the outgoing combustion products and an increase in the flight range of the rocket.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016124045A RU2620694C1 (en) | 2016-06-16 | 2016-06-16 | Multiple-warhead rocket for impact on clouds |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016124045A RU2620694C1 (en) | 2016-06-16 | 2016-06-16 | Multiple-warhead rocket for impact on clouds |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2620694C1 true RU2620694C1 (en) | 2017-05-29 |
Family
ID=59031844
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016124045A RU2620694C1 (en) | 2016-06-16 | 2016-06-16 | Multiple-warhead rocket for impact on clouds |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2620694C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| PL423968A1 (en) * | 2017-12-20 | 2019-07-01 | Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia | 122 mm unguided rocket missile |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2045163C1 (en) * | 1992-01-30 | 1995-10-10 | Борис Иванович Гончаренко | Head of antihail missile |
| RU2083999C1 (en) * | 1994-11-24 | 1997-07-10 | Абшаев Магомет Тахирович | Automatic anti-hail protection system |
| RU2340862C1 (en) * | 2007-03-19 | 2008-12-10 | Николай Михайлович Вареных | Missile for active impact on clouds |
| US20090013893A1 (en) * | 1996-11-18 | 2009-01-15 | Pepperball Technologies, Inc. | Non-lethal projectile systems |
| RU2485762C2 (en) * | 2011-08-31 | 2013-06-27 | Павел Артемьевич Несмеянов | Rocket for active impact on clouds |
-
2016
- 2016-06-16 RU RU2016124045A patent/RU2620694C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2045163C1 (en) * | 1992-01-30 | 1995-10-10 | Борис Иванович Гончаренко | Head of antihail missile |
| RU2083999C1 (en) * | 1994-11-24 | 1997-07-10 | Абшаев Магомет Тахирович | Automatic anti-hail protection system |
| US20090013893A1 (en) * | 1996-11-18 | 2009-01-15 | Pepperball Technologies, Inc. | Non-lethal projectile systems |
| RU2340862C1 (en) * | 2007-03-19 | 2008-12-10 | Николай Михайлович Вареных | Missile for active impact on clouds |
| RU2485762C2 (en) * | 2011-08-31 | 2013-06-27 | Павел Артемьевич Несмеянов | Rocket for active impact on clouds |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| PL423968A1 (en) * | 2017-12-20 | 2019-07-01 | Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia | 122 mm unguided rocket missile |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4922826A (en) | Active component of submunition, as well as flechette warhead and flechettes therefor | |
| US6279482B1 (en) | Countermeasure apparatus for deploying interceptor elements from a spin stabilized rocket | |
| KR100863829B1 (en) | Projectile firing apparatus | |
| KR20070101675A (en) | Fire extinguishing rocket bomb for long distance fire extinguish | |
| RU2407982C1 (en) | Smoke ammunition | |
| US5353711A (en) | Extended range artillery projectile | |
| RU2620694C1 (en) | Multiple-warhead rocket for impact on clouds | |
| RU2158408C1 (en) | Method and device (ammunition) for destruction of ground and air targets | |
| RU2681023C1 (en) | Anti-cloud rocket | |
| RU2193906C2 (en) | Fire-extinguishing method and rocket-type fire-extinguishers for effectuating method | |
| RU2541586C1 (en) | Missile for active influence on clouds | |
| KR101609507B1 (en) | Range Extension Form Ramjet Propelled Shell | |
| US3727569A (en) | Missile | |
| US5363766A (en) | Remjet powered, armor piercing, high explosive projectile | |
| JP6572007B2 (en) | Missile defense system and method | |
| CN214620889U (en) | Omnidirectional reverse inclined plane guided missile based on thrust direction change | |
| RU2485762C2 (en) | Rocket for active impact on clouds | |
| RU2586436C1 (en) | Bogdanov method for target destruction and device therefor | |
| RU2671262C1 (en) | Hydrometeorological rocket shell | |
| RU111627U1 (en) | CLOCK FOR ACTIVE IMPACTS ON CLOUDS | |
| RU2705677C2 (en) | Pyrotechnic cartridge for precipitation stimulation | |
| KR101449738B1 (en) | Projectile separation structure by multiple explosive shear breaking devices | |
| RU2715665C1 (en) | Rocket for active action to clouds | |
| RU2340861C1 (en) | Missile for active impact on clouds | |
| RU2340862C1 (en) | Missile for active impact on clouds |