RU2631882C1 - Rocket part of rocket missile - Google Patents

Rocket part of rocket missile Download PDF

Info

Publication number
RU2631882C1
RU2631882C1 RU2016139516A RU2016139516A RU2631882C1 RU 2631882 C1 RU2631882 C1 RU 2631882C1 RU 2016139516 A RU2016139516 A RU 2016139516A RU 2016139516 A RU2016139516 A RU 2016139516A RU 2631882 C1 RU2631882 C1 RU 2631882C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
block
sleeve
rocket
housing
stabilisers
Prior art date
Application number
RU2016139516A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Викторович Черниченко
Original Assignee
Владимир Викторович Черниченко
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Владимир Викторович Черниченко filed Critical Владимир Викторович Черниченко
Priority to RU2016139516A priority Critical patent/RU2631882C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2631882C1 publication Critical patent/RU2631882C1/en

Links

Images

Abstract

FIELD: weapon and ammunition.
SUBSTANCE: rocket part contains a body with a thermal protective coating and a block of stabilisers. Sleeve of elastic material with low ablation temperature in ring groove is arranged in front of block of stabilisers ahead at a distance of 0.025…0.25 of gauge from the butt of body and block of stabilisers at the inner surface of the body. At the butting position between heat insulation and sleeve, said insulation has inner circular ledge abutting on sleeve. The end surface of the sleeve facing the block of stabilisers is made with an internal circular ledge with an internal diameter equal to the inner diameter of sleeve and an outer diameter not exceeding the inner diameter of block of stabiliser.
EFFECT: increasing the reliability of rocket part by reducing heating in the area of threaded connection of the body and the block of stabilisers, and damping of the acoustic vibrations.
1 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в реактивных снарядах систем залпового огня.The invention relates to rocketry and is intended for use in rockets of multiple launch rocket systems.

Одной из основных задач при проектировании ракетных частей является обеспечение надежного функционирования для достижения устойчивого движения реактивного снаряда на траектории.One of the main tasks in the design of missile units is to ensure reliable operation to achieve stable motion of a rocket along a trajectory.

Известна конструкция ракетной части по патенту РФ №2255298, содержащей тонкостенный корпус с большим относительным удлинением из высокопрочной стали и блок стабилизаторов.The known design of the rocket part according to the patent of the Russian Federation No. 2255298, containing a thin-walled body with a large elongation of high-strength steel and a block of stabilizers.

Недостатком данной конструкции ракетной части является отсутствие в ней теплозащитного покрытия, что позволяет применять для ее снаряжения только топлива с низкими энергетическими характеристиками.The disadvantage of this design of the missile part is the absence of a heat-protective coating in it, which makes it possible to use only fuel with low energy characteristics for its equipment.

Известна ракетная часть реактивного снаряда системы БМ-21, содержащая тонкостенный корпус с большим относительным удлинением, теплозащитное покрытие корпуса ракетной части, блока стабилизаторов, соединенного с корпусом резьбовым соединением. В данном техническом решении тонкостенный корпус защищен от воздействия продуктов сгорания теплозащитным покрытием, что позволяет использовать в ракетной части топливо с более высокими энергетическими характеристиками (Боевая машина БМ-21. Техническое описание и инструкция по эксплуатации. - М.: Военное издательство МО СССР, 1977, с. 74-75).Known rocket part of the projectile system BM-21, containing a thin-walled body with a large relative elongation, a heat-proof coating of the body of the rocket part, the stabilizer block connected to the body by a threaded connection. In this technical solution, the thin-walled body is protected from the effects of combustion products by a heat-insulating coating, which allows the use of fuel with higher energy characteristics in the missile part (BM-21 combat vehicle. Technical description and instruction manual. - M.: Military Publishing House of the USSR Ministry of Defense, 1977 p. 74-75).

Указанная ракетная часть работает следующим образом.The specified missile part operates as follows.

После воспламенения заряда ракетной части реактивный снаряд движется по траектории. При этом случае применения топлив со сравнительно низкими энергетическими характеристиками за счет наличия теплозащитного покрытия обеспечивается требуемый температурный режим тонкостенного корпуса, а также и требуемый температурный режим резьбового соединения корпуса и блока стабилизаторов, что исключает существенную деформацию корпуса, возникновение несоосности корпуса и блока стабилизаторов и обеспечивает устойчивый полет реактивного снаряда. Однако, как показывает опыт отработки ракетных частей, при применении в данной конструкции современных высокотемпературных топлив не обеспечивается требуемый температурный режим ракетной части в области резьбового соединения, что является существенным недостатком, поскольку приводит к возникновению температурных деформаций корпуса и блока стабилизаторов и неустойчивому полету на траектории. Кроме того, при применении современных высокоэнергетических топлив в ракетной части при горении зарядов возникают интенсивные акустические колебания продольной моды, передающиеся на блок стабилизаторов и вызывающие колебательный режим лопастей блока стабилизаторов, что также снижает надежность функционирования всего снаряда в целом.After ignition of the charge of the rocket, the rocket moves along the trajectory. In this case, the use of fuels with relatively low energy characteristics due to the presence of a heat-shielding coating provides the required temperature regime of the thin-walled case, as well as the required temperature mode of the threaded connection of the case and the stabilizer block, which eliminates significant deformation of the case, the occurrence of misalignment of the case and the stabilizer block and ensures stable rocket flight. However, as experience in the development of missile parts shows, when using modern high-temperature fuels in this design, the required temperature regime of the missile part in the area of the threaded connection is not provided, which is a significant drawback, since it leads to temperature deformations of the body and stabilizer block and unstable flight along the trajectory. In addition, when modern high-energy fuels are used in the rocket part during charge burning, intense acoustic vibrations of the longitudinal mode occur, transmitted to the stabilizer block and causing the oscillatory mode of the stabilizer block blades, which also reduces the reliability of the entire projectile.

Известна ракетная часть реактивного снаряда, содержащая корпус с теплозащитным покрытием и блок стабилизаторов, при этом перед блоком стабилизаторов на расстоянии 0,025-0,25 калибра от стыка корпуса и блока стабилизаторов на внутренней поверхности корпуса размещена втулка из эластичного материала с низкой температурой абляции в кольцевой проточке, причем в месте стыка теплозащитного покрытия с втулкой теплозащитное покрытие выполнено с внутренним кольцевым уступом, прилегающим к втулке (патент РФ №2537189, заявка №2013155015/11, 12.12.2013, МПК F42B 15/00 - прототип).Known missile part of the projectile, comprising a body coated with heat stabilizers and block, the block before stabilizing at a distance of 0.025 - 0.25 caliber from the joint body and the stabilizer unit on the inner surface of the housing positioned sleeve of elastic material with a low temperature ablation of the annular groove moreover, at the junction of the heat-protective coating with the sleeve, the heat-protective coating is made with an inner annular ledge adjacent to the sleeve (RF patent No. 2537189, application No. 2013155015/11, 12.12.2013, IPC F42B 15/00 - prototype).

При работе ракетной части под воздействием высокотемпературных продуктов сгорания происходит абляция втулки, образование низкотемпературного пристеночного слоя газообразных продуктов абляции, защищающих область резьбового соединения корпуса и блока стабилизаторов. Наличие кольцевого уступа теплозащитного покрытия, прилегающего к втулке, исключает возможность проникновения высокотемпературных продуктов сгорания к корпусу ракетной части. За счет размещения в ракетной части в месте стыка корпуса и блока стабилизаторов втулки из эластичного материала достигается эффективное гашение акустических колебаний.When the rocket part is operated under the influence of high-temperature combustion products, the sleeve is ablated, and a low-temperature near-wall layer of gaseous ablation products forms, which protect the area of the threaded connection between the body and the stabilizer block. The presence of an annular ledge of the heat-shielding coating adjacent to the sleeve excludes the possibility of the penetration of high-temperature combustion products to the body of the missile part. Due to the placement of a sleeve of elastic material in the rocket part at the junction of the housing and the stabilizer block, effective damping of acoustic vibrations is achieved.

Основными недостатками является недостаточно эффективная защита места резьбового соединения корпуса и блока стабилизаторов, вызванная наличием кольцевого уступа в месте стыка втулки из эластичного материала и резьбового соединения блока стабилизаторов, что приводит к образованию застойных зон, последующей деформации корпуса и несоосности корпуса и блока стабилизаторов.The main disadvantages are insufficiently effective protection of the place of the threaded connection of the housing and the stabilizer block, caused by the presence of an annular ledge at the junction of the sleeve of elastic material and the threaded connection of the stabilizer block, which leads to the formation of stagnant zones, subsequent deformation of the housing and misalignment of the housing and the stabilizer block.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности функционирования ракетной части за счет снижения нагрева в области резьбового соединения корпуса и блока стабилизаторов и демпфирования акустических колебаний.The objective of the invention is to increase the reliability of the rocket by reducing heat in the area of the threaded connection of the housing and the block of stabilizers and damping of acoustic vibrations.

Решение указанной задачи достигается тем, что в предложенной ракетной части реактивного снаряда, содержащей корпус с теплозащитным покрытием и блок стабилизаторов, соединяемые при помощи резьбового соединения, при этом перед блоком стабилизаторов на расстоянии 0,025-0,25 калибра от стыка корпуса и блока стабилизаторов на внутренней поверхности корпуса размещена втулка из эластичного материала с низкой температурой абляции в кольцевой проточке, причем в месте стыка теплозащитного покрытия с втулкой теплозащитное покрытие выполнено с внутренним кольцевым уступом, прилегающим к втулке, согласно изобретению торцевая поверхность втулки, обращенная к блоку стабилизаторов, выполнена с внутренним кольцевым уступом длиной не менее длины резьбового соединения между корпусом и блоком стабилизаторов, с внутренним диаметром, равным внутреннему диаметру втулки, и наружным диаметром, не превышающим внутренний диаметр блока стабилизаторов, при этом в резьбовом соединении между корпусом снаряда и корпусом блока стабилизаторов установлено кольцо из композиционного материала с низкой теплопроводностью.The solution to this problem is achieved by the fact that in the proposed rocket part of a rocket containing a shell with a heat-shielding coating and a block of stabilizers connected by a threaded connection, while in front of the stabilizer block at a distance of 0.025-0.25 caliber from the junction of the shell and the block of stabilizers on the inside a sleeve made of an elastic material with a low ablation temperature in an annular groove is placed on the surface of the housing; moreover, at the junction of the heat-protective coating with the sleeve, the heat-protective coating is made inside According to the invention, the end annular ledge adjacent to the sleeve, according to the invention, the end face of the sleeve facing the stabilizer block is made with an internal annular ledge of at least a length of the threaded connection between the housing and the stabilizer block, with an inner diameter equal to the inner diameter of the sleeve and an outer diameter not exceeding the internal diameter of the stabilizer block, while in the threaded connection between the shell of the projectile and the housing of the stabilizer block, a ring of composite material with a bottom oh conductivity.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображена предлагаемая ракетная часть реактивного снаряда.The invention is illustrated by drawings, where in FIG. 1 shows the proposed missile part of a rocket.

Предлагаемая ракетная часть содержит корпус 1, на внутренней поверхности которого нанесено теплозащитное покрытие 2 с внутренним кольцевым уступом 3, прилегающим к втулке 4, размещенной в кольцевой проточке 5 на расстоянии l=0,025-0,25 калибра d от стыка корпуса 1 и блока стабилизаторов 6. Торцевая поверхность втулки 4, обращенная к блоку стабилизаторов 6, выполнена с внутренним кольцевым уступом 7 длиной не менее длины резьбового соединения между блоком стабилизаторов, внутренним диаметром, равным внутреннему диаметру втулки, и наружным диаметром, не превышающим внутренний диаметр блока стабилизаторов. В резьбовом соединении между корпусом 1 снаряда и корпусом блока стабилизаторов 6 установлено кольцо 8 из композиционного материала с пониженной теплопроводностью.Offered missile part comprises a housing 1, 2 is a thermal barrier coating deposited on the inner surface with an inner annular shoulder 3 adjacent to the sleeve 4 placed in an annular groove 5 at a distance l = 0,025 - 0,25 caliber d from the joint body 1 and the block 6 stabilizers The end surface of the sleeve 4, facing the block of stabilizers 6, is made with an inner annular ledge 7 of a length not less than the length of the threaded connection between the block of stabilizers, an inner diameter equal to the inner diameter of the sleeve, and the outer diameter m, no greater than the inner diameter of the block stabilizers. In a threaded connection between the shell body 1 and the housing of the stabilizer block 6, a ring 8 of composite material with reduced thermal conductivity is installed.

Предложенная ракетная часть реактивного снаряда работает следующим образом. При работе ракетной части, под воздействием высокотемпературных продуктов сгорания происходит абляция втулки 4 и образование низкотемпературного пристеночного слоя газообразных продуктов абляции. Наличие кольцевого уступа 3 теплозащитного покрытия 2, прилегающего к втулке 4, исключает возможность проникновения высокотемпературных продуктов сгорания к корпусу 1 ракетной части. За счет того что втулка 4 выполнена с кольцевым уступом 7, кольцевой уступ 7 защищает от воздействия высокотемпературных продуктов сгорания место стыка корпуса 1 и блока стабилизаторов 6. В этом случае высокотемпературные продукты сгорания истекают по внутренней поверхности кольцевого уступа 7 и выводятся из корпуса 1, минуя кольцевой уступ между корпусом 1 и корпусом блока стабилизаторов 6, при этом происходит абляция внутренней поверхности кольцевого уступа 7, что приводит к дополнительному понижению температуры пристеночного слоя высокотемпературных продуктов сгорания. Наличие кольца 8 из композиционного материала с низкой теплопроводностью между корпусом 1 и блоком стабилизаторов 6 позволяет значительно уменьшить тепловые потоки от корпуса 1 к корпусу блока стабилизаторов 6. Наличие кольцевого уступа 7 и кольца 8 позволяет значительно снизить тепловые потоки в область резьбового соединения корпуса 1 и блока стабилизаторов 6, что исключает возможность деформации корпуса 1 и несоосности корпуса и блока стабилизаторов под действием тепловых нагрузок. За счет размещения в ракетной части в месте стыка корпуса 1 и блока стабилизаторов 6 втулки 5 из эластичного материала достигается эффективное гашение акустических колебаний.The proposed missile part of the rocket works as follows. When the rocket part is operating, under the influence of high-temperature combustion products, the sleeve 4 is ablated and a low-temperature near-wall layer of gaseous ablation products is formed. The presence of the annular ledge 3 of the heat-shielding coating 2 adjacent to the sleeve 4, eliminates the possibility of penetration of high-temperature combustion products to the housing 1 of the missile part. Due to the fact that the sleeve 4 is made with an annular ledge 7, the annular ledge 7 protects the joint of the housing 1 and the stabilizer block 6 from the effects of high-temperature combustion products. In this case, high-temperature combustion products expire on the inner surface of the annular ledge 7 and are removed from the housing 1, bypassing an annular ledge between the housing 1 and the housing of the block of stabilizers 6, while the ablation of the inner surface of the annular ledge 7 occurs, which leads to an additional decrease in the temperature of the parietal layer the temperature of the combustion products. The presence of a ring 8 of composite material with low thermal conductivity between the housing 1 and the stabilizer unit 6 can significantly reduce heat fluxes from the housing 1 to the housing of the stabilizer unit 6. The presence of an annular ledge 7 and ring 8 can significantly reduce heat fluxes in the area of the threaded connection of the housing 1 and the unit stabilizers 6, which eliminates the possibility of deformation of the housing 1 and misalignment of the housing and the block of stabilizers under the influence of thermal loads. Due to the placement in the rocket part at the junction of the housing 1 and the stabilizer block 6 of the sleeve 5 of elastic material, an effective damping of acoustic vibrations is achieved.

Использование предложенного технического решения даст возможность снизить нагрев в области резьбового соединения корпуса и блока стабилизаторов и демпфировать акустические колебания, что, в конечном итоге, позволить повысить надежность функционирования ракетной части за счет исключения термического воздействия высокотемпературных продуктов сгорания.Using the proposed technical solution will make it possible to reduce heating in the area of the threaded connection of the housing and the stabilizer block and dampen acoustic vibrations, which, ultimately, will improve the reliability of the missile part by eliminating the thermal effects of high-temperature combustion products.

Claims (1)

Ракетная часть реактивного снаряда, содержащая корпус с теплозащитным покрытием и блок стабилизаторов, соединяемые при помощи резьбового соединения, при этом перед блоком стабилизаторов на расстоянии 0,025-0,25 калибра от стыка корпуса и блока стабилизаторов на внутренней поверхности корпуса размещена втулка из эластичного материала с низкой температурой абляции в кольцевой проточке, причем в месте стыка теплозащитного покрытия с втулкой теплозащитное покрытие выполнено с внутренним кольцевым уступом, прилегающим к втулке, отличающаяся тем, что торцевая поверхность втулки, обращенная к блоку стабилизаторов, выполнена с внутренним кольцевым уступом длиной не менее длины резьбового соединения между корпусом и блоком стабилизаторов, с внутренним диаметром, равным внутреннему диаметру втулки, и наружным диаметром, не превышающим внутренний диаметр блока стабилизаторов, при этом в резьбовом соединении между корпусом снаряда и корпусом блока стабилизаторов установлено кольцо из композиционного материала с низкой теплопроводностью.The rocket part of the rocket containing the case with a heat-protective coating and the stabilizer block connected by a threaded connection, while in front of the stabilizer block at a distance of 0.025-0.25 caliber from the junction of the case and the stabilizer block, a sleeve of elastic material with a low the ablation temperature in the annular groove, and at the junction of the heat-shielding coating with the sleeve, the heat-shielding coating is made with an inner annular ledge adjacent to the sleeve, characterized the fact that the end surface of the sleeve facing the stabilizer block is made with an inner annular ledge of a length not less than the length of the threaded connection between the housing and the stabilizer block, with an inner diameter equal to the inner diameter of the sleeve and an outer diameter not exceeding the inner diameter of the stabilizer block, when this in the threaded connection between the shell of the projectile and the housing of the block of stabilizers installed ring of composite material with low thermal conductivity.
RU2016139516A 2016-10-10 2016-10-10 Rocket part of rocket missile RU2631882C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016139516A RU2631882C1 (en) 2016-10-10 2016-10-10 Rocket part of rocket missile

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016139516A RU2631882C1 (en) 2016-10-10 2016-10-10 Rocket part of rocket missile

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2631882C1 true RU2631882C1 (en) 2017-09-28

Family

ID=60040547

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016139516A RU2631882C1 (en) 2016-10-10 2016-10-10 Rocket part of rocket missile

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2631882C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2775451C1 (en) * 2021-10-20 2022-07-01 Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" им. А.Н. Ганичева Rocket part of a jet-propelled projectile

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5780766A (en) * 1996-04-30 1998-07-14 Diehl Gmbh & Co. Guided missile deployable as mortar projectile
RU2158377C1 (en) * 1999-11-11 2000-10-27 Открытое акционерное общество "Станкомаш" Rocket part of jet projectile
RU2255298C1 (en) * 2003-11-19 2005-06-27 Федеральное Государственное унитарное предприятие "Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" Missile unit of jet projectile
RU2537189C1 (en) * 2013-12-12 2014-12-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" Jet projectile rocket section
RU2551831C1 (en) * 2014-02-26 2015-05-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" Missile unit of jet-propelled projectile

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5780766A (en) * 1996-04-30 1998-07-14 Diehl Gmbh & Co. Guided missile deployable as mortar projectile
RU2158377C1 (en) * 1999-11-11 2000-10-27 Открытое акционерное общество "Станкомаш" Rocket part of jet projectile
RU2255298C1 (en) * 2003-11-19 2005-06-27 Федеральное Государственное унитарное предприятие "Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" Missile unit of jet projectile
RU2537189C1 (en) * 2013-12-12 2014-12-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" Jet projectile rocket section
RU2551831C1 (en) * 2014-02-26 2015-05-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" Missile unit of jet-propelled projectile

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Боевая машина БМ-21. Техническое описание и инструкция по эксплуатации. М., Военное издательство МО СССР, 1977, с.74-75. *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2775451C1 (en) * 2021-10-20 2022-07-01 Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" им. А.Н. Ганичева Rocket part of a jet-propelled projectile

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8464949B2 (en) Method and system for countering an incoming threat
US20120227609A1 (en) Initiation systems for explosive devices, scalable output explosive devices including initiation systems, and related methods
RU2514014C2 (en) Armour-piercer
US9243876B1 (en) Low-collateral damage directed fragmentation munition
JPH11501718A (en) 2 operation mode warhead
US9121679B1 (en) Limited range projectile
RU2631882C1 (en) Rocket part of rocket missile
RU2537189C1 (en) Jet projectile rocket section
RU2631727C1 (en) Rocket missile
ZA200205339B (en) Anti-missile missiles.
US20160025468A1 (en) Low-collateral damage directed fragmentation munition
US3561362A (en) Free punch with attached power plant
US20170299356A1 (en) Armor-piercing projectile
RU2148244C1 (en) Projectile with ready-made injurious members
RU2379540C1 (en) Rocket engine nozzle supersonic section
JP6572007B2 (en) Missile defense system and method
RU2465542C1 (en) Head part of volley fire rocket system
Motyl et al. A Concept for Striking Range Improvement of the GROM/PIORUN Man-Portable Air-Defence System
RU2711328C1 (en) Charge rocket engine for de-mining charge
RU2534595C1 (en) Cartridge
RU2282821C2 (en) Guided missile with non-isotropic fragmentation warhead "alkonost"
SUN et al. Numerical simulation and experimental study on optimization of individual rocket burst height
RU2566707C2 (en) Adjustable mortar bomb
RU2748027C2 (en) Jet ammunition engine
RU2457427C1 (en) High-explosive or high-explosive fragmentation weapon