RU2631958C1 - Reactive engine, method for shooting with rocket ammunition and rocket ammunition - Google Patents

Reactive engine, method for shooting with rocket ammunition and rocket ammunition Download PDF

Info

Publication number
RU2631958C1
RU2631958C1 RU2016128038A RU2016128038A RU2631958C1 RU 2631958 C1 RU2631958 C1 RU 2631958C1 RU 2016128038 A RU2016128038 A RU 2016128038A RU 2016128038 A RU2016128038 A RU 2016128038A RU 2631958 C1 RU2631958 C1 RU 2631958C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
central body
nozzle
hollow central
propellant
jet engine
Prior art date
Application number
RU2016128038A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Владимирович Кореньков
Сергей Иванович Лежнин
Вячеслав Александрович Пархоменко
Николай Владимирович Светогоров
Виктор Валентинович Селиванов
Сергей Владимирович Сергиенко
Владимир Вячеславович Сурин
Original Assignee
Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации
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 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации filed Critical Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации
Priority to RU2016128038A priority Critical patent/RU2631958C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2631958C1 publication Critical patent/RU2631958C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/80—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control
    • F02K9/86—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control using nozzle throats of adjustable cross- section
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles

Landscapes

  • Lighters Containing Fuel (AREA)

Abstract

FIELD: weapons and ammunition.
SUBSTANCE: jet engine includes a housing, a cantilever bar, a hollow central body, a means for controlling the movement of the hollow central body when the nozzle is opened, and means for moving the hollow central body to close the nozzle at a predetermined point of time by providing the predetermined resultant of pressure forces of the gaseous combustion products of propellant to the central body. The housing has a front part, a combustion chamber adapted to accommodate the propellant charge, and a nozzle. The cantilever bar is fixed in the front part of the housing with a free end portion and protrudes outward from the nozzle. The hollow central body is movable along the cantilever bar in the direction of the effluent of the gaseous combustion products of the propellant to open the nozzle and move in a direction reverse to the mentioned one to close the nozzle. The hollow central body covers the cantilever bar along its lateral surface. The means for controlling the movement of the hollow central body when the nozzle is opened is located on the cantilever bar inside the hollow central body. Another invention of the group relates to a rocket ammunition comprising a head part, the above mentioned jet engine connected to the head part on the side of the front part of its housing and a stabiliser. When firing with the rocket ammunition comprising the mentioned jet engine from a mobile launcher with a launch tube, the gaseous combustion products of the propellant are applied to the hollow central body to open the nozzle in the launch tube, allowing the mentioned products to flow out of the open nozzle to create a driving force acting on the rocket ammunition. The position of the hollow central body in the open nozzle is adjusted depending on the charge temperature of the propellant. Simultaneous supply of gaseous products of propellant combustion inside the hollow central body is provided. The nozzle is closed by means of the hollow central body at a predetermined moment of time by providing the predetermined resultant of pressure forces of the gaseous combustion products of the propellant to the hollow central body.
EFFECT: increasing accuracy of shooting, preventing the impact of a jet of powder gases on the shoote and its barotrauma when the initial velocity of the rocket ammunition is increased.
18 cl, 4 dwg

Description

Изобретения относятся к области боеприпасов, а именно, к реактивным боеприпасам, предназначенным для стрельбы из различных мобильных пусковых установок с пусковыми трубами или пусковыми трубами-контейнерами (далее обобщенно-пусковыми трубами), в том числе из переносного гранатометного или огнеметного комплекса (далее обобщенно-переносного гранатометного комплекса).The invention relates to the field of ammunition, namely, reactive ammunition intended for firing from various mobile launchers with launcher tubes or launcher tubes-containers (hereinafter generalized launcher tubes), including a portable grenade launcher or flamethrower complex (hereinafter generalized portable grenade launcher complex).

Известен реактивный снаряд, включающий головную часть, соединенную с реактивным двигателем, содержащим корпус с камерой сгорания и сопло с центральным телом в виде усеченного конуса, выполненным с возможностью осевого перемещения под действием истекающего потока пороховых газов. Для поддержания постоянства давления пороховых газов в камере сгорания независимо от температуры заряда величина критического сечения сопла при перемещении центрального тела регулируется с помощью пружины (см. US 2552497, опубл. 13.08.1951).Known rocket projectile, including a head connected to a jet engine containing a housing with a combustion chamber and a nozzle with a Central body in the form of a truncated cone, made with the possibility of axial movement under the action of an expiring stream of powder gases. To maintain the constant pressure of the powder gases in the combustion chamber, regardless of the temperature of the charge, the critical section of the nozzle when moving the central body is controlled by a spring (see US 2552497, publ. 13.08.1951).

При использовании такого реактивного двигателя в реактивном снаряде также обеспечивается плавный пуск реактивного снаряда за счет инерционного выдвижения центрального тела при сжатии пружины, однако для реальных давлений в двигателе на уровне 20-60 МПа пружина будет массивной и больше по массе, чем весь двигатель в целом. Помимо этого, в такой конструкции невозможно обеспечить фиксированное положение центрального тела в течение короткого промежутка времени работы двигателя, особенно в случае, если вышеописанный реактивный двигатель применяется в составе реактивной гранаты, выстреливаемой из переносного гранатометного комплекса, что приводит к большому разбросу начальной скорости реактивного боеприпаса и, следовательно, снижению вероятности попадания в цель, кроме того, не обеспечивается защита стрелка от воздействия газовой струи двигателя при завершении работы двигателя за пределами пускового контейнера и вносятся дополнительные возмущения в движение гранаты на траектории.When using such a jet engine in a rocket, a soft launch of the rocket is also provided due to the inertial extension of the central body during compression of the spring, however, for real pressures in the engine at a level of 20-60 MPa, the spring will be massive and larger in mass than the entire engine as a whole. In addition, in such a design it is impossible to provide a fixed position of the central body for a short period of time the engine is running, especially if the above-described jet engine is used as part of a rocket-propelled grenade fired from a portable grenade launcher complex, which leads to a large spread in the initial velocity of the rocket-propelled munition and therefore, reducing the likelihood of hitting the target, in addition, the shooter is not protected from the effects of a gas jet during ignition When the engine is running outside the launch container, additional disturbances are introduced into the movement of the grenade along the trajectory.

Известен регулируемый ракетный двигатель, предназначенный для использования в реактивных боеприпасах и включающий корпус, имеющий камеру сгорания, приспособленную для размещения в ней заряда твердого топлива, и сопло с центральным телом, в передней открытой полости которого размещено выполненное в виде сминаемого элемента средство регулирования перемещения центрального тела внутрь сопла при открытии последнего (RU 2135810, F02K 9/80, опубл. 27.08.1999). Благодаря сминаемому элементу обеспечивается стабильность давления газообразных продуктов горения заряда твердого топлива в камере сгорания независимо от температуры заряда твердого топлива. С помощью регулируемого ракетного двигателя реализуется способ стрельбы реактивным боеприпасом из мобильной пусковой установки с пусковой трубой, в котором обеспечивают движущую силу, действующую на реактивный боеприпас, за счет истечения из сопла газообразных продуктов горения твердого топлива; обеспечивают заданное давление газообразных продуктов горения твердого топлива в камере сгорания реактивного двигателя независимо от начальной температуры заряда твердого топлива путем регулирования положения центрального тела в сопле. Однако реактивный двигатель этого типа не пригоден для работы в импульсном нестационарном режиме, так-так обеспечивает лишь разовое "ступенчатое" регулирование по максимальному уровню давления за период работы. При этом в случае стрельбы из гранатометного комплекса не обеспечивается защита стрелка от воздействия газовой струи двигателя.Known adjustable rocket engine designed for use in jet munitions and comprising a housing having a combustion chamber adapted to accommodate a charge of solid fuel, and a nozzle with a central body, in the front open cavity of which is placed a means for controlling the movement of the central body made in the form of a crushable element inside the nozzle when opening the latter (RU 2135810, F02K 9/80, publ. 08.27.1999). Thanks to the crumpled element, the pressure stability of the gaseous products of combustion of the charge of solid fuel in the combustion chamber is ensured, regardless of the temperature of the charge of solid fuel. Using an adjustable rocket engine, a method of firing rocket-propelled munitions from a mobile launcher with a launch tube is implemented, which provides a driving force acting on the rocket-propelled munition due to the outflow of gaseous combustion products of solid fuel from the nozzle; provide the specified pressure of the gaseous products of combustion of solid fuel in the combustion chamber of a jet engine, regardless of the initial temperature of the charge of solid fuel by adjusting the position of the central body in the nozzle. However, a jet engine of this type is not suitable for operation in a pulsed unsteady mode, so it provides only a one-time "step" regulation of the maximum pressure level during the period of operation. Moreover, in case of firing from a grenade launcher complex, the shooter is not protected from the effects of a gas jet of the engine.

Известен жидкостный реактивный двигатель, включающий корпус, имеющий переднюю часть, камеру сгорания, сопло, подпружиненный консольный стержень, закрепленный одним концом в передней части корпуса, центральное тело, размещенное на свободном концевом участке консольного стержня с возможностью осевого перемещения вместе с подпружиненным консольным стержнем для открытия сопла под действием истекающего газового потока с целью обеспечения заданной реактивной тяги путем регулирования величины критического сечения сопла и закрытия сопла под действием пружины при падении давления в камере сгорания (US 8347602, опубл. 08.01.2013).Known liquid jet engine comprising a housing having a front part, a combustion chamber, a nozzle, a spring-loaded cantilever rod fixed at one end in the front of the casing, a central body placed on a free end portion of the cantilever rod with axial movement along with a spring-loaded cantilever rod for opening nozzles under the action of a flowing gas stream in order to provide a given reactive thrust by adjusting the critical section of the nozzle and closing the nozzle od action of the spring when the pressure in the combustion chamber (US 8,347,602, publ. 08.01.2013).

Такая схема закрытия сопла способствует повышению кучности реактивного боеприпаса, оснащенного этим двигателем, но не подходит для твердотопливного или порохового реактивного двигателя, тем более предназначенного для использования в гранатометных или огнеметных комплексах. В этом реактивном двигателе невозможно в течение короткого промежутка времени выстрела из пусковой трубы гранатометного комплекса обеспечить фиксированное положение центрального тела в открытом положении сопла и закрытие сопла, что приводит к большому разбросу начальной скорости реактивного боеприпаса и, следовательно, снижению вероятности попадания в цель, при этом не обеспечивается защита стрелка от воздействия газовой струи двигателя.Such a nozzle closure scheme helps to increase the accuracy of rocket-propelled munitions equipped with this engine, but is not suitable for a solid propellant or powder propellant jet engine, all the more intended for use in grenade launcher or flamethrower complexes. In this jet engine, it is impossible to ensure a fixed position of the central body in the open position of the nozzle and close the nozzle for a short period of time firing from the launch tube of the grenade launcher complex, which leads to a large spread in the initial velocity of the rocket ammunition and, therefore, to reduce the probability of hitting the target, while the arrow is not protected from the effects of a gas jet of the engine.

Известна реактивная граната, включающая головную часть, тандемный реактивный двигатель, соединенный с отсеком боевой части с реактивным двигателем, и стабилизатор (DE 102012020740 А1, опубл. 24.04.2014). Тандемный реактивный двигатель позволяет увеличить дальность полета реактивной гранаты, но при этом ухудшается кучность стрельбы из-за отрицательного влияния бокового ветра при работающем на траектории полета реактивном двигателе, кроме того, для тандемного двигателя требуется дополнительная длина пусковой трубы, а также в этой гранате не обеспечивается защита стрелка от воздействия газовой струи двигателя.Known rocket-propelled grenade, including the warhead, a tandem rocket engine connected to the compartment of the warhead with a jet engine, and a stabilizer (DE 102012020740 A1, publ. 04.24.2014). The tandem jet engine allows you to increase the flight range of the rocket-propelled grenade, but the firing accuracy is deteriorated due to the negative influence of the side wind when the jet engine is operating on the flight path, in addition, the tandem engine requires an additional length of the launch tube, and this grenade is not provided protection of the shooter from the effects of a gas jet of the engine.

Задачей изобретения является обеспечение стрельбы реактивным боеприпасом, при осуществлении которой обеспечивается повышение его начальной скорости при снижении ее разброса, повышение кучности стрельбы и обитаемости гранатометного комплекса за счет обеспечения работы двигателя на заданной длине разгона боеприпаса на траектории или в пределах пусковой трубы при любых начальных температурах двигателя. Кроме того, задача изобретения включает обеспечение предотвращения баротравмы стрелка, сокращение длины пусковой трубы и снижение уровня начальных траекторных возмущений полета боеприпаса.The objective of the invention is the provision of firing of reactive ammunition, the implementation of which provides an increase in its initial speed while reducing its dispersion, increasing accuracy of fire and habitability of the grenade launcher system by ensuring engine operation at a given acceleration length of the munition along the trajectory or within the launch tube at any initial engine temperature . In addition, the objective of the invention includes the prevention of barotrauma arrow, reducing the length of the launch tube and reducing the level of the initial trajectory disturbances of the flight of ammunition.

Решением задачи является реактивный двигатель, включающий корпус, имеющий переднюю часть, камеру сгорания, приспособленную для размещения в ней заряда метательного вещества, и сопло; консольный стержень со свободной концевой частью, закрепленный в передней части корпуса и выступающий наружу из сопла; полое центральное тело, выполненное с возможностью перемещения вдоль консольного стержня по направлению истекающего потока газообразных продуктов горения метательного вещества для открытия сопла и перемещения в направлении, обратном указанному, для закрытия сопла, причем полое центральное тело охватывает консольный стержень по его боковой поверхности; средство регулирования перемещения полого центрального тела при открытии сопла, размещенное на консольном стержне внутри полого центрального тела; средство перемещения полого центрального тела для закрытия сопла в заданный момент времени путем обеспечения заданной равнодействующей сил давления газообразных продуктов горения метательного вещества на центральное тело.The solution to the problem is a jet engine, comprising a housing having a front part, a combustion chamber adapted to accommodate a propellant charge in it, and a nozzle; a cantilever rod with a free end portion, mounted in front of the housing and protruding outward from the nozzle; a hollow central body configured to move along the cantilever rod in the direction of the outgoing flow of gaseous products of combustion of the propellant to open the nozzle and move in the opposite direction to close the nozzle, the hollow central body enveloping the cantilever rod along its lateral surface; means for regulating the movement of the hollow central body when opening the nozzle, placed on the cantilever rod inside the hollow central body; means for moving the hollow central body to close the nozzle at a given point in time by providing a given resultant pressure force of the gaseous products of combustion of the propellant on the central body.

Средство регулирования перемещения центрального тела при открытии сопла может содержать последовательно расположенные проникающий элемент, связанный с передним концом полого центрального тела, промежуточный элемент и гаситель механической энергии посредством его вязкопластического деформирования при взаимодействии с проникающим элементом, установленный с упором в свободную концевую часть консольного стержня, а средство перемещения полого центрального тела для закрытия сопла в заданный момент времени может содержать газодинамическую связь камеры сгорания с внутренним объемом полого центрального тела, при этом полое центральное тело имеет переднюю внутреннюю посадочную поверхность и заднюю внутреннюю посадочную поверхность, диаметр которой выполнен больше диаметра передней внутренней посадочной поверхности.The means for controlling the movement of the central body upon opening the nozzle may contain a sequentially located penetrating element connected with the front end of the hollow central body, an intermediate element and a mechanical energy absorber by means of its viscoplastic deformation when interacting with the penetrating element, which is installed abutting into the free end part of the cantilever rod, and means for moving the hollow central body to close the nozzle at a given point in time may contain a gas dynamic the connection between the combustion chamber and the internal volume of the hollow central body, while the hollow central body has a front inner seating surface and a rear inner landing surface, the diameter of which is larger than the diameter of the front inner landing surface.

В средстве регулирования перемещения центрального тела при открытии сопла проникающий элемент может быть выполнен трубчатой формы с наружным скосом на торце, обращенном к промежуточному элементу, промежуточный элемент может иметь трубчатую форму, а гаситель механической энергии может быть выполнен в виде последовательно расположенных на консольном стержне в направлении открытия сопла первого и второго наборов колец, при этом кольца первого набора обеспечивают более высокую энергию вязкопластической деформации, чем кольца второго набора.In the means for controlling the movement of the central body, when the nozzle is opened, the penetrating element can be made tubular with an external bevel at the end facing the intermediate element, the intermediate element can be tubular, and the mechanical energy damper can be made in the form of sequentially arranged on the cantilever rod in the direction opening the nozzle of the first and second sets of rings, while the rings of the first set provide higher energy of viscoplastic deformation than the rings of the second boron.

В средстве перемещения центрального тела для закрытия сопла газодинамическая связь может быть обеспечена за счет выполнения консольного стержня с осевым каналом, радиальными отверстиями, расположенными со стороны передней части корпуса и сообщающими осевой канал консольного стержня с камерой сгорания, и радиальными отверстиями, расположенными в свободной концевой части консольного стержня и сообщающими осевой канал консольного стержня с внутренним объемом полого центрального тела, при этом в осевом канале консольного стержня на участке между первыми и вторыми из указанных радиальных отверстий установлен обратный клапан.In the means of moving the central body to close the nozzle, gas-dynamic communication can be achieved by performing a cantilever rod with an axial channel, radial holes located on the front of the housing and communicating the axial channel of the cantilever rod with a combustion chamber, and radial holes located in the free end part cantilever rod and communicating the axial channel of the cantilever rod with the internal volume of the hollow central body, while in the axial channel of the cantilever rod stke between first and second of said radial holes, a check valve.

Свободная концевая часть консольного стержня может быть выполнена в виде полого хвостовика с упорным буртиком для взаимодействия с гасителем механической энергии, при этом полый хвостовик закрыт снаружи заглушкой с форсирующим кольцом.The free end part of the cantilever rod can be made in the form of a hollow shank with a stop collar for interaction with a mechanical energy absorber, while the hollow shank is closed externally with a plug with a boost ring.

Полое центральное тело может быть выполнено с передней расширенной частью, имеющей участок для контакта с соплом, и задней суженной частью.The hollow central body may be formed with a front widened part having a nozzle contact portion and a rear narrowed part.

При этом передняя расширенная часть может быть снабжена центрирующими ребрами.In this case, the front expanded part may be provided with centering ribs.

Центрирующие ребра могут быть выполнены с отверстиями для тангенциального перетекания газообразных продуктов горения метательного вещества.Centering ribs can be made with holes for tangential flow of gaseous products of combustion of a propellant.

Консольный стержень может быть выполнен с участком, расширяющимся в направлении перемещения полого центрального тела при закрытии сопла.The cantilever rod can be made with a section that expands in the direction of movement of the hollow central body when the nozzle is closed.

Камера сгорания может быть разделена цилиндрическим перфорированным кожухом на два коаксиальных объема, наружный из которых предназначен для размещения заряда метательного вещества, а внутренний является свободным.The combustion chamber can be divided by a cylindrical perforated casing into two coaxial volumes, the outer of which is designed to accommodate the charge of the propellant, and the inner one is free.

Камера сгорания может быть выполнена с плоским дном, при этом наружный коаксиальный объем камеры сгорания имеет подпружиненную решетку для поджатая заряда метательного вещества к плоскому дну в служебном обращении.The combustion chamber can be made with a flat bottom, while the outer coaxial volume of the combustion chamber has a spring-loaded grating for compressing the propellant charge to the flat bottom in official use.

Передняя часть корпуса может быть выполнена со сфероидальной фронтальной поверхностью.The front of the housing can be made with a spheroidal frontal surface.

Решением задачи является способ стрельбы реактивным боеприпасом, включающим реактивный двигатель с камерой сгорания, зарядом метательного вещества, соплом и полым центральным телом для открытия и закрытия сопла, из мобильной пусковой установки с пусковой трубой, включающий воздействие газообразных продуктов горения метательного вещества на полое центральное тело для открытия сопла в пусковой трубе с обеспечением истечения указанных продуктов из открытого сопла для создания движущей силы, действующей на реактивный боеприпас; регулирование положения полого центрального тела в открытом сопле в зависимости от температуры заряда метательного вещества для обеспечения заданного давления газообразных продуктов горения метательного вещества в камере сгорания реактивного двигателя независимо от температуры заряда метательного вещества; одновременную подачу газообразных продуктов горения метательного вещества внутрь полого центрального тела; закрытие сопла посредством полого центрального тела в заданный момент времени путем обеспечения заданной равнодействующей сил давления газообразных продуктов горения метательного вещества на полое центральное тело.The solution to the problem is a method of firing rocket ammunition, including a jet engine with a combustion chamber, a propellant charge, a nozzle and a hollow central body for opening and closing the nozzle, from a mobile launcher with a launch tube, including the effect of gaseous products of combustion of the propellant on the hollow central body for opening the nozzle in the launch tube with ensuring the outflow of these products from the open nozzle to create a driving force acting on the reactive munition; adjusting the position of the hollow central body in the open nozzle depending on the charge temperature of the propellant to provide a predetermined pressure of the gaseous products of combustion of the propellant in the combustion chamber of a jet engine, regardless of the charge temperature of the propellant; simultaneous supply of gaseous products of combustion of a propellant inside a hollow central body; closing the nozzle by means of a hollow central body at a given point in time by providing a predetermined resultant pressure force of the gaseous products of combustion of the propellant on the hollow central body.

Чтобы снизить начальные траекторные возмущения реактивного боеприпаса и повысить тем самым кучность стрельбы, сопло закрывают посредством полого центрального тела на заданном участке траектории полета реактивного боеприпаса.In order to reduce the initial trajectory disturbances of the rocket munition and thereby increase the accuracy of firing, the nozzle is closed by means of a hollow central body in a predetermined section of the flight path of the rocket munition.

Чтобы обеспечить не только вышеупомянутые преимущества, но и неопаляемость стрелка газообразными продуктами горения метательного вещества, сопло закрывают посредством полого центрального тела до вылета реактивного боеприпаса из пусковой трубы.In order to provide not only the aforementioned advantages, but also the unsapacity of the shooter with the gaseous products of combustion of the propellant, the nozzle is closed by means of a hollow central body until the release of the reactive ammunition from the launch tube.

Решением задачи также является реактивный боеприпас, включающий головную часть, вышеописанный реактивный двигатель, соединенный с головной частью со стороны передней части своего корпуса, и стабилизатор.The solution to the problem is also a rocket munition, including the warhead, the jet engine described above, connected to the warhead from the front of its hull, and a stabilizer.

Стабилизатор реактивного боеприпаса может быть выполнен с жестким оперением и содержать установленное снаружи сопла малое кольцо, перья, закрепленные передним концами на малом кольце, и большое кольцо, скрепляющее снаружи задние концы перьев.The stabilizer of the rocket ammunition can be made with rigid plumage and contain a small ring mounted outside the nozzle, feathers fixed by the front ends to the small ring, and a large ring fastening the rear ends of the feathers from the outside.

В реактивном боеприпасе сопло может иметь снаружи обтекатель.In a reactive ordnance, the nozzle may have a cowl outside.

Сущность изобретений поясняется на чертежах, где:The invention is illustrated in the drawings, where:

на фиг. 1 показан разрез реактивного двигателя до выстрела;in FIG. 1 shows a cross section of a jet engine before firing;

на фиг. 2 показан разрез реактивного двигателя с открытым соплом при выстреле;in FIG. 2 shows a cross section of a jet engine with an open nozzle during firing;

на фиг. 3 показан разрез реактивного двигателя с закрытым соплом при выстреле;in FIG. 3 shows a section of a jet engine with a closed nozzle during firing;

на фиг. 4 показан общий вид реактивного боеприпаса.in FIG. 4 shows a general view of a rocket weapon.

Реактивный боеприпас (фиг. 4), в частности реактивная граната или реактивный снаряд, содержит головную часть 1, реактивный двигатель 2 и стабилизатор 3.Jet ammunition (Fig. 4), in particular a rocket-propelled grenade or rocket, contains a warhead 1, a jet engine 2 and a stabilizer 3.

Как показано на фиг. 1-4, реактивный двигатель 2 включает корпус 4, имеющий переднюю часть 5 с горловиной 6, камеру сгорания 7 и сопло 8. Реактивный двигатель 2 и головная часть 1 соединены по резьбе горловиной 6. Передняя часть 5 корпуса 4 выполнена со сфероидальной фронтальной поверхностью 9, сопряженной с ее боковой цилиндрической поверхностью 10, чтобы повысить прочность передней части 5 за счет уменьшения напряжений, возникающих в процессе работы порохового реактивного двигателя 2. Камера сгорания 7 разделена цилиндрическим перфорированным кожухом 11 на два коаксиальных объема: наружный коаксиальный объем 12, предназначенный для размещения заряда метательного вещества 13, и свободный внутренний коаксиальный объем 14. Метательным веществом может быть порох, например пироксилиновый, баллиститный и т.п. порох, или твердое топливо. Для предотвращения механического разрушения заряда метательного вещества 13 при снаряжении и в служебном обращении поверхность в камере сгорания 7 образована плоская поверхность за счет вкладыша 15, к которой заряд метательного вещества 13 поджат со стороны передней части 5 корпуса 4 подпружиненной решеткой 16, расположенной в наружном коаксиальном объеме 12 камеры сгорания 7.As shown in FIG. 1-4, the jet engine 2 includes a housing 4 having a front part 5 with a neck 6, a combustion chamber 7 and a nozzle 8. A jet engine 2 and a head part 1 are threaded with a neck 6. The front part 5 of the housing 4 is made with a spheroidal front surface 9 coupled to its lateral cylindrical surface 10 in order to increase the strength of the front part 5 by reducing stresses arising during the operation of the powder propulsion engine 2. The combustion chamber 7 is divided into two coaxial cylindrical perforated casing 11 lnyh volume: outer coaxial volume 12 for accommodating the propellant charge 13 and the free internal volume 14. The coaxial propellant powder may be, for example pyroxylin, ballistite etc. gunpowder, or solid fuel. To prevent mechanical destruction of the charge of the propellant 13 during equipment and in official circulation, the surface in the combustion chamber 7 is formed by a flat surface due to the insert 15, to which the charge of the propellant 13 is pressed from the front of the housing 5 by a spring-loaded grill 16 located in the outer coaxial volume 12 combustion chambers 7.

В горловине 6 передней части 5 корпуса 4 закреплен консольный стержень 17, выступающий из сопла 8. Как показано на фиг. 1-3, консольный стержень 17 выполнен из двух частей 17а и 17б, соединенных по резьбе для удобства сборки. Крепление консольного стержня 17 в передней части 5 корпуса 4 может быть выполнено также с помощью других конструктивных элементов, например, типа крестовины или диафрагмы (не показано). Консольный стержень 17 выполнен с осевым каналом 18 и имеет свободную концевую часть в виде полого хвостовика 19.In the neck 6 of the front part 5 of the housing 4, a cantilever rod 17 is mounted protruding from the nozzle 8. As shown in FIG. 1-3, the cantilever rod 17 is made of two parts 17a and 17b connected by a thread for ease of assembly. The mounting of the cantilever rod 17 in the front part 5 of the housing 4 can also be carried out using other structural elements, for example, a cross or a diaphragm (not shown). The cantilever rod 17 is made with an axial channel 18 and has a free end portion in the form of a hollow shaft 19.

Кроме того, в горловине 6 с закрепленным в ней консольным стержнем 17 размещено средство воспламенения 20 заряда метательного вещества 13, которое может содержать электровоспламенитель с промежуточным воспламенителем (не показаны). Радиальные отверстия 21, выполненные в консольном стержне 17 со стороны передней части 5 корпуса 4, сообщают осевой канал 18 консольного стержня 17 с камерой сгорания 7 и тем самым обеспечивают газодинамическую связь для воспламенения порохового заряда 13 продуктами горения промежуточного воспламенителя как со стороны переднего торца заряда метательного вещества 13, так и со стороны его внутренней боковой поверхности через отверстия цилиндрического перфорированного кожуха 11.In addition, in the neck 6 with a cantilever rod 17 fixed therein, ignition means 20 of a propellant 13 charge is provided, which may contain an electric igniter with an intermediate ignitor (not shown). Radial holes 21 made in the cantilever rod 17 from the front of the housing 5 of the housing 4 communicate the axial channel 18 of the cantilever rod 17 with the combustion chamber 7 and thereby provide gas-dynamic communication for igniting the powder charge 13 with the products of combustion of the intermediate igniter as from the front end face of the propellant charge substance 13, and from the side of its inner side surface through the holes of the cylindrical perforated casing 11.

На консольном стержне 17 по скользящей посадке установлено полое центральное тело 22 для открытия и закрытия сопла 8. Полое центральное тело 22 выполнено с передней расширенной частью 23, предпочтительно конической формы, имеющей участок 24 для контакта с соплом 8 в качестве средства удержания полого центрального тела 22 в закрытом положении сопла 8 как до выстрела, так и после закрытия сопла 8 в процессе выстрела, и задней суженной частью, предпочтительно в виде усеченного конуса 25, сопряженного с полым цилиндром 26. Полое центральное тело 22 охватывает боковую поверхность консольного стержня 17 и выполнено с передней внутренней посадочной поверхностью 27 и задней внутренней посадочной поверхностью 28, являющейся предпочтительно внутренней поверхностью полого цилиндра 26. Обе указанные посадочные поверхности 27 и 28 образуют герметичные соединения с консольным стержнем 17, включая его свободную концевую часть в виде полого хвостовика 19. Диаметр задней внутренней посадочной поверхности 28 выполнен больше диаметра передней внутренней посадочной поверхности 27. Величина перепада диаметров указанных посадочных поверхностей выбирается из условия обеспечения заданной равнодействующей сил давления пороховых газов на центральное тело для закрытия сопла 8 в заданный момент времени: на заданном участке траектории полета реактивного боеприпаса или до вылета реактивного боеприпаса из пусковой трубы. Кроме того, передняя расширенная часть 23 может быть снабжена центрирующими ребрами 29, выполненными с отверстиями 30 для тангенциального перетекания газообразных продуктов горения метательного вещества во время работы реактивного двигателя 2.On the cantilever rod 17, a hollow central body 22 is mounted on a sliding fit for opening and closing the nozzle 8. The hollow central body 22 is made with the front expanded part 23, preferably conical, having a portion 24 for contact with the nozzle 8 as a means of holding the hollow central body 22 in the closed position of the nozzle 8 both before the shot and after closing the nozzle 8 during the shot, and the rear narrowed part, preferably in the form of a truncated cone 25, conjugated with a hollow cylinder 26. Hollow central body 22 coverage the lateral surface of the cantilever rod 17 and is made with a front inner seating surface 27 and a rear inner landing surface 28, which is preferably the inner surface of the hollow cylinder 26. Both of these landing surfaces 27 and 28 form a tight connection with the console rod 17, including its free end portion in the form of a hollow shaft 19. The diameter of the rear inner landing surface 28 is made larger than the diameter of the front inner landing surface 27. The difference in diameter s of said seating surfaces selected from the conditions specified ensure that the resultant powder gas pressure forces on the central body for closing the nozzle 8 at a given time: a predetermined portion of the munition trajectory reactive or reactive munition prior to departure from the launcher tube. In addition, the front expanded part 23 may be provided with centering ribs 29 made with holes 30 for tangential flow of gaseous products of combustion of the propellant during operation of the jet engine 2.

Для поддержания практически одинакового давления в камере сгорания 7 и, следовательно, снижения разброса реактивной тяги реактивного двигателя 2 и обеспечения тем самым практически постоянной начальной скорости реактивного боеприпаса при положительных и отрицательных температурах заряда метательного вещества 13 необходима разная площадь критического сечения сопла 8, то есть разная степень его открытия при выстреле. Поэтому для регулирования степени открытия сопла 8 внутри полого центрального тела 22 на консольном стержне 17 последовательно установлены проникающий элемент 31 трубчатой формы, связанный с передним концом полого центрального тела 22, промежуточный элемент 32 трубчатой формы и гаситель механической энергии 33 посредством его вязкопластического деформирования при взаимодействии с проникающим элементом 31. Связь проникающего элемента 31 с передним концом полого центрального тела 22 может быть выполнена жесткой или кинематической. Для обеспечения заданного максимально смещения полого центрального тела 22 при взаимодействии проникающего элемента 31 с промежуточным элементом 32 и гасителем механической энергии 33 проникающий элемент 31 выполнен с наружным скосом 34 на торце, обращенном к промежуточному элементу 32. Гаситель механической энергии 33 предпочтительно выполнен в виде последовательно расположенных на консольном стержне 17 в направлении открытия сопла 8 колец 35, составляющих первый набор колец, и колец 36, составляющих второй набор колец. Выполнение гасителя механической энергии 33 в виде колец 35 и 36 обеспечивает плавное торможение полого центрального тела 22 в пределах заданной длины возможного смещения проникающего элемента 31 и полого центрального тела 22 для регулирования величины открытия критического сечения в сопле 8. Кольца 35 первого набора обеспечивают более высокую энергию вязкопластической деформации, чем кольца 36 второго набора. Кольца обоих наборов могут быть выполнены из одного или разных пластичных материалов, в том числе металлов или металлических сплавов, например, таких металлических сплавов, как АМг6, АМг5, АМг5.М, АМг6.М. В случае выполнения из одного материала кольца 36 второго набора имеют меньшую толщину и/или высоту.To maintain almost the same pressure in the combustion chamber 7 and, therefore, reduce the dispersion of the jet propulsion of the jet engine 2 and thereby ensure an almost constant initial velocity of the rocket ammunition at positive and negative temperatures of the propellant 13, different sizes of the critical section of the nozzle 8 are needed, i.e., different the degree of its opening when fired. Therefore, to control the degree of opening of the nozzle 8 inside the hollow central body 22, a tubular-shaped penetrating element 31 connected to the front end of the hollow central body 22, an intermediate tubular-shaped element 32 and a mechanical energy damper 33 by viscoplastic deformation when interacting with penetrating element 31. The connection of the penetrating element 31 with the front end of the hollow central body 22 can be made rigid or kinematic. To ensure the specified maximum displacement of the hollow central body 22 during the interaction of the penetrating element 31 with the intermediate element 32 and the mechanical energy damper 33, the penetrating element 31 is made with an external bevel 34 at the end facing the intermediate element 32. The mechanical energy damper 33 is preferably made in the form of successively arranged on the cantilever rod 17 in the direction of opening of the nozzle 8 of the rings 35 constituting the first set of rings, and the rings 36 constituting the second set of rings. The implementation of the mechanical energy damper 33 in the form of rings 35 and 36 provides smooth braking of the hollow central body 22 within the specified length of the possible displacement of the penetrating element 31 and the hollow central body 22 to control the opening of the critical section in the nozzle 8. The rings of the first set provide higher energy viscoplastic deformation than rings 36 of the second set. The rings of both sets can be made of one or different plastic materials, including metals or metal alloys, for example, metal alloys such as AMg6, AMg5, AMg5.M, AMg6.M. In the case of execution of one material, the rings 36 of the second set have a smaller thickness and / or height.

Для предотвращения смещения проникающего элемента 31 за пределы заданной максимальной длины при открытии сопла 8 в направлении перемещения полого центрального тела 22 полый хвостовик 19 выполнен с упорным буртиком 37. Кроме того, для обеспечения герметизации полого центрального тела 22 полый хвостовик 19 закрыт снаружи заглушкой 38 с форсирующим кольцом 39.To prevent the penetration of the penetrating element 31 beyond the specified maximum length when opening the nozzle 8 in the direction of movement of the hollow central body 22, the hollow shank 19 is made with a stop collar 37. In addition, to ensure sealing of the hollow central body 22, the hollow shank 19 is closed externally with a plug 38 with a boost ring 39.

Чтобы обеспечить закрытие сопла 8 в заданный момент времени - на заданном участке траектории или до вылета из пусковой трубы (не показана), используются газообразные продукты горения метательного вещества, поступившие в полое центральное тело 22 из камеры сгорания 7 благодаря газодинамической связи, представляющей собой совокупность радиальных отверстий 21, радиальных отверстий 40, выполненных в полом хвостовике 19 и сообщающих осевой канал 18 консольного стержня 17 с внутренним объемом полого центрального тела 22, и обратного клапана 41, расположенного в полости консольного стержня 17 на участке между радиальными отверстиями 21 и 40. Обратный клапан 41 предназначен для того, чтобы запирать газообразные продукты горения метательного вещества внутри осевого канала 18 стержня 17 и полого центрального тела 22. При этом пропускная способность обратного клапана 41 выбрана так, чтобы обеспечить баланс сил на внутренней и внешней поверхности полого центрального тела 22 к заданному моменту закрытия сопла 8.To ensure the closure of the nozzle 8 at a given point in time — on a given portion of the trajectory or before departure from the launch tube (not shown), gaseous products of combustion of the propellant are used, which enter the hollow central body 22 from the combustion chamber 7 due to the gas-dynamic coupling, which is a set of radial holes 21, radial holes 40, made in the hollow shaft 19 and communicating the axial channel 18 of the cantilever rod 17 with the internal volume of the hollow central body 22, and the check valve 41, located in the cavity of the cantilever rod 17 in the area between the radial openings 21 and 40. The check valve 41 is designed to lock off the gaseous products of combustion of the propellant inside the axial channel 18 of the rod 17 and the hollow central body 22. The throughput of the check valve 41 is thus chosen in order to ensure a balance of forces on the inner and outer surfaces of the hollow central body 22 to a predetermined closing moment of the nozzle 8.

Для повышения надежности фиксации полого центрального тела 22 в положении, обеспечивающем запирание сопла 8 в процессе выстрела, на консольном стержне 17 выполнен участок 42, расширяющийся в направлении перемещения центрального тела 22 при закрытии сопла 8.To increase the reliability of fixing the hollow central body 22 in a position that ensures that the nozzle 8 is locked during the shot, a section 42 is made on the cantilever rod 17, expanding in the direction of movement of the central body 22 when the nozzle 8 is closed.

Стабилизатор 3, предназначенный для обеспечения устойчивого полета реактивного боеприпаса, закреплен снаружи сопла 8 и содержит установленное снаружи сопла 8 малое кольцо 43, перья 44, закрепленные передним концами на малом кольце 43, и большое кольцо 45, скрепляющее снаружи задние концы перьев 44. С одной стороны перьев 44 могут быть выполнены скосы 46 для обеспечения вращения реактивного боеприпаса на траектории его полета, что также способствует его устойчивости и, следовательно, точности попадания в цель. Малое кольцо может быть выполнено в форме цилиндроконического тела с конической частью, сопряженной с соплом 8 (не показано).The stabilizer 3, designed to ensure a stable flight of the rocket ammunition, is fixed outside the nozzle 8 and contains a small ring 43 mounted on the outside of the nozzle 8, feathers 44 fastened by the front ends to the small ring 43, and a large ring 45 fastening the rear ends of the feathers 44 from the outside. the sides of the feathers 44 can be chamfered 46 to ensure the rotation of the rocket ammunition on the trajectory of its flight, which also contributes to its stability and, consequently, the accuracy of hitting the target. The small ring can be made in the form of a cylindrical-conical body with a conical part mating with the nozzle 8 (not shown).

С целью снижения аэродинамического сопротивления реактивного боеприпаса и обеспечения при этом эффективной работы стабилизатора сопло 8 реактивного двигателя 2 снаружи имеет обтекатель 47.In order to reduce the aerodynamic drag of the rocket ammunition and ensure the effective operation of the stabilizer, the nozzle 8 of the jet engine 2 has a cowl 47 on the outside.

В исходном положении до выстрела сопло реактивного двигателя 2 закрыто полым центральным телом 22 (фиг. 1). При выстреле срабатывает средство воспламенения 20 и продуктами его горения, поступающими в камеру сгорания 7 через радиальные отверстия 21, воспламеняется заряд метательного вещества 13. Цилиндрический перфорированный кожух 11 удерживает заряд метательного вещества 13 в наружном коаксиальном объеме 12, при этом образующиеся в процессе горения газообразные продукты через свободный внутренний коаксиальный объем 14 поступают в сопло 8. В случае попадания в свободный внутренний коаксиальный объем 14 несгоревших частиц метательного вещества они догорают в этом объеме, что способствует обеспечению полноты сгорания заряда метательного вещества 13 и постоянства начальной скорости реактивного боеприпаса.In the initial position before the shot, the nozzle of the jet engine 2 is closed by the hollow central body 22 (Fig. 1). When fired, the ignition means 20 and its combustion products entering the combustion chamber 7 through the radial openings 21 ignites the charge of the propellant 13. The cylindrical perforated casing 11 holds the charge of the propellant 13 in the outer coaxial volume 12, while the gaseous products formed during combustion through the free internal coaxial volume 14 enter the nozzle 8. In the event that unburned particles of propellant get into the free internal coaxial volume 14, they burn out in this volume, which helps to ensure the completeness of combustion of the charge of the propellant 13 and the constancy of the initial velocity of the reactive ammunition.

Поток газообразных продуктов горения метательного вещества, истекающих из камеры сгорания 7 в сопло 8, воздействует на полое центральное тело 22, которое одновременно передает усилие на форсирующее кольцо 38 и на проникающий элемент 31 посредством его связи с передним концом полого центрального тела 22. Проникающий элемент 31 проникает в промежуточный элемент 32, прочностные характеристики которого выбираются такими, чтобы при открывании сопла 8 предотвратить динамический удар по гасителю механической энергии 33 с последующим разрушением консольного стержня 17 или срезанием полого хвостовика 19, а также обеспечивать расчетную силу сопротивления перемещению полого центрального тела 22 для открытия сопла 8, за счет чего регулируется скорость открытия сопла 8, что, в свою очередь, влияет на наполненность диаграммы давления в камере сгорания 7 (т.е. регулируется суммарный импульс по времени).The flow of gaseous combustion products of the propellant flowing out of the combustion chamber 7 into the nozzle 8 acts on the hollow central body 22, which simultaneously transfers force to the boost ring 38 and to the penetrating element 31 by its connection with the front end of the hollow central body 22. The penetrating element 31 penetrates into the intermediate element 32, the strength characteristics of which are selected such that when opening the nozzle 8 to prevent dynamic impact on the damper mechanical energy 33 with subsequent destruction of the con of the hollow shaft 17 or by cutting the hollow shaft 19, as well as providing the calculated resistance to movement of the hollow central body 22 to open the nozzle 8, due to which the opening speed of the nozzle 8 is regulated, which, in turn, affects the fullness of the pressure diagram in the combustion chamber 7 ( i.e. the total impulse is regulated in time).

Затем проникающий элемент 31 проникает в гаситель механической энергии 33. В случае отрицательных температур заряда метательного вещества 13 проникающий элемент 31 проникает в кольца 35 первого набора, обеспечивающие более высокую энергию вязкопластической деформации, в случае положительных температур проникающий элемент 31 дополнительно проникает в кольца 36 второго набора, обеспечивающие меньшую энергию вязкопластической деформации и обеспечивающие благодаря этому плавное регулирование открытия сопла 8, особенно при высоких температурах, при этом происходит диссипация кинетической энергии полого центрального тела 22 и оно останавливается и удерживается в достигнутом положении, обеспечивающем величину критического сечения сопла 8, соответствующую требуемому режиму работы реактивного двигателя 2 при данной температуре заряда метательного вещества 13 с обеспечением заданного постоянного давления его продуктов горения, не зависящего от этой температуры (фиг. 2), что позволяет поддерживать постоянство начальной скорости реактивного боеприпаса и обеспечивает полное сгорание заряда метательного вещества 13 на заданной длине разгона реактивного боеприпаса независимо от температуры заряда метательного вещества 13, при этом также компенсируется разброс его различных технологических характеристик (рецептура пороха или твердого топлива, отклонение размеров, химическая активность зерен пироксилинового пороха и т.п.). Плавное открытие сопла 8 способствует предотвращению баротравмы стрелка.Then, the penetrating element 31 penetrates the quencher of mechanical energy 33. In the case of negative charge temperatures of the propellant 13, the penetrating element 31 penetrates the rings 35 of the first set, providing higher energy of viscoplastic deformation, in the case of positive temperatures, the penetrating element 31 additionally penetrates the rings 36 of the second set providing lower energy of viscoplastic deformation and providing due to this smooth regulation of the opening of the nozzle 8, especially at high temperatures ah, in this case, the kinetic energy of the hollow central body 22 is dissipated and it is stopped and held in a position that ensures the critical cross section of the nozzle 8 corresponding to the required operating mode of the jet engine 2 at a given temperature of the propellant 13 with a given constant pressure of its combustion products independent of this temperature (Fig. 2), which allows to maintain the constancy of the initial velocity of the rocket ammunition and ensures complete combustion the charge of the propellant 13 at a given acceleration length of the rocket ammunition regardless of the charge temperature of the propellant 13, this also compensates for the variation in its various technological characteristics (formulation of gunpowder or solid fuel, size deviation, chemical activity of pyroxylin powder grains, etc.). Smooth opening of the nozzle 8 helps prevent barotrauma arrow.

Благодаря центрирующим ребрам 29 на передней расширенной части 23 полого центрального тела 22 предотвращается его возможный перекос при перемещении вдоль консольного стержня 17 внутри сопла 8, а выполненные в центрирующих ребрах 29 отверстия 30 способствуют тангенциальному перетеканию газообразных продуктов горения метательного вещества во время работы реактивного двигателя 2 и предотвращают тем самым возникновение дополнительных возмущающих воздействий на полое центральное тело 22.Thanks to the centering ribs 29 on the front widened part 23 of the hollow central body 22, its possible skew is prevented when moving along the cantilever rod 17 inside the nozzle 8, and the holes 30 made in the centering ribs 29 contribute to the tangential flow of the gaseous products of combustion of the propellant during the operation of the jet engine 2 and thereby prevent the occurrence of additional disturbing effects on the hollow central body 22.

Одновременно с истечением в сопло 8 газообразные продукты горения метательного вещества из камеры сгорания 7 через радиальные отверстия 21 консольного стержня 17 также поступают в открывающийся под их воздействием обратный клапан 41 и далее по осевому каналу 18 консольного стержня 17 через радиальные отверстия 40 полого хвостовика 19 во внутренний объем полого центрального тела 22. По мере завершения процесса горения заряда метательного вещества 13 давление газообразных продуктов горения метательного вещества снаружи полого центрального тела 22 падает, и обратный клапан 41 закрывается под действием более высокого давления газообразных продуктов горения метательного вещества, накопленных в полом центральном теле 22 и сообщающейся с полым центральным телом 22 части осевого канала 18 консольного стержня 17, находящейся позади обратного клапана 41. При этом благодаря тому, что диаметр задней внутренней посадочной поверхности 28 полого центрального тела 22 больше диаметра ее передней внутренней посадочной поверхности 27, сила давления газообразных продуктов горения метательного вещества, действующая изнутри на переднюю расширенную часть 23 полого центрального тела 22, превышает силу давления газообразных продуктов горения метательного вещества, действующую изнутри на усеченный конус 25 ее задней суженной части, и силу давления газообразных продуктов горения метательного вещества, действующую снаружи на полое центральное тело 22. Под действием равнодействующей всех вышеописанных сил давления, величина которой определяется разностью диаметров указанных посадочных поверхностей 27 и 28 и перепадом давления газообразных продуктов горения метательного вещества снаружи и внутри полого центрального тела 22, выбираемыми в зависимости от момента времени закрытия сопла 8, полое центральное тело 22 возвращается, закрывая сопло 8. Причем полое центральное тело 22 смещается так, что оно участком 24 для контакта с соплом 8 упирается в сопло 8 под действием указанной равнодействующей силы и тем самым запирает сопло 8. Запирание сопла 8 обеспечивается также в случае, если полое центральное тело 22 упруго проникает внутрь сопла 8. Надежность запирания сопла 8 полым центральным телом 22 под действием указанной равнодействующей сил повышается за счет торможения и фиксации полого центрального тела 22 на расширяющемся участке 42 консольного стержня 17. Работа реактивного двигателя 2 завершена (фиг. 3).Simultaneously with the outflow into the nozzle 8, the gaseous products of combustion of the propellant from the combustion chamber 7 through the radial holes 21 of the cantilever rod 17 also enter the check valve 41 opening under their influence and then through the axial channel 18 of the cantilever rod 17 through the radial holes 40 of the hollow shaft 19 into the inner the volume of the hollow central body 22. As the combustion process of the propellant charge 13 is completed, the pressure of the gaseous combustion products of the propellant outside the hollow central body 22 falls, and the check valve 41 closes due to the higher pressure of the gaseous products of combustion of the propellant accumulated in the hollow central body 22 and communicating with the hollow central body 22 of the part of the axial channel 18 of the cantilever rod 17 located behind the check valve 41. Moreover, due to this that the diameter of the rear inner landing surface 28 of the hollow central body 22 is greater than the diameter of its front inner landing surface 27, the pressure force of the gaseous combustion products of the propellant VA acting internally on the front widened part 23 of the hollow central body 22 exceeds the pressure force of the gaseous products of combustion of the propellant acting internally on the truncated cone 25 of its rear constricted part and the pressure force of the gaseous products of combustion of the propellant acting externally on the hollow central body 22 Under the action of the resultant of all the above pressure forces, the value of which is determined by the difference in the diameters of the indicated landing surfaces 27 and 28 and the pressure drop of gaseous of the combustion products of the propellant outside and inside the hollow central body 22, selected depending on the closing time of the nozzle 8, the hollow central body 22 returns, closing the nozzle 8. Moreover, the hollow central body 22 is displaced so that it is abutted by the contacting portion 24 with the nozzle 8 into the nozzle 8 under the influence of the indicated resultant force and thereby locks the nozzle 8. Locking of the nozzle 8 is also ensured if the hollow central body 22 elastically penetrates the nozzle 8. Reliability of locking the nozzle 8 with the hollow central the body 22 under the action of the specified resultant forces increases due to braking and fixing the hollow central body 22 on the expanding section 42 of the cantilever rod 17. The operation of the jet engine 2 is completed (Fig. 3).

Благодаря быстродействию полого центрального тела 22 как при открытии, так и при закрытии сопла 8 и поддержанию оптимальных условий работы реактивного двигателя 2 независимо от температуры заряда метательного вещества 13 и его технологических погрешностей обеспечивается постоянство начальной скорости реактивной гранаты и, следовательно, постоянство дальности прямого выстрела, а также снижение технического рассеивания и влияния бокового ветра на траектории полета реактивного боеприпаса, что способствует повышению кучности и увеличению точности попадания. Результаты экспериментальной отработки реактивного двигателя по настоящему изобретению показали снижение температурного разброса давления приблизительно в 12 раз по сравнению со штатным реактивным двигателем. В случае закрытия сопла до вылета реактивного боеприпаса из пусковой трубы помимо указанных преимуществ также предотвращаются баротравма стрелка и воздействие струи пороховых газов на стрелка, обеспечивается сокращение длины пусковой трубы при сохранении или увеличении начальной скорости реактивного боеприпаса, поскольку в этом случае использование сопла с возможностью его закрытия позволяет использовать более мощный заряд метательного вещества. При этом исключается необходимость повышения запаса прочности реактивного двигателя 2, поскольку он работает при практически одинаковом внутреннем давлении во всем диапазоне температур заряда метательного вещества 13 без резкого скачка давления при высоких положительных температурах. За счет этого возможно перераспределение массы реактивного боеприпаса так, чтобы увеличить могущество его поражающего действия.Due to the speed of the hollow central body 22, both when opening and closing the nozzle 8 and maintaining optimal operating conditions of the jet engine 2, regardless of the charge temperature of the propellant 13 and its technological errors, the initial velocity of the rocket-propelled grenade is constant and, therefore, the distance of the direct shot is constant, as well as reducing technical dispersion and the influence of crosswind on the flight path of a rocket ammunition, which contributes to an increase in accuracy and accuracy of hit. The results of the experimental testing of the jet engine of the present invention showed a decrease in the temperature dispersion of pressure by approximately 12 times compared with a standard jet engine. In the case of closing the nozzle before the departure of the reactive ordnance from the launch tube, in addition to the indicated advantages, the barotrauma of the shooter and the action of a stream of powder gases on the arrow are also prevented, the length of the launch tube is reduced while maintaining or increasing the initial velocity of the reactive ammunition, since in this case the nozzle can be closed allows you to use a more powerful propellant charge. This eliminates the need to increase the safety factor of the jet engine 2, since it operates at almost the same internal pressure in the entire range of the temperature of the charge of the propellant 13 without a sharp pressure jump at high positive temperatures. Due to this, it is possible to redistribute the mass of reactive ammunition so as to increase the power of its damaging effect.

При вылете реактивного боеприпаса из пусковой трубы его устойчивость на траектории полета обеспечивается стабилизатором 3, жесткое оперение которого способствует снижению возмущающих воздействий на реактивный боеприпас, а обтекатель 47, в свою очередь, способствует более плавному обтеканию реактивного боеприпаса набегающим потоком воздуха, повышая эффективность работы стабилизатора 3.When a reactive ordnance takes off from a launch tube, its stability on the flight path is provided by stabilizer 3, the rigid tail of which contributes to the reduction of disturbing effects on the reactive ordnance, and the fairing 47, in turn, contributes to a more smooth flow of reactive ordnance with an incoming air stream, increasing the efficiency of the stabilizer 3 .

Claims (27)

1. Реактивный двигатель, включающий:1. Jet engine, including: - корпус, имеющий переднюю часть, камеру сгорания, приспособленную для размещения в ней заряда метательного вещества, и сопло;- a housing having a front part, a combustion chamber adapted to accommodate a propellant charge in it, and a nozzle; - консольный стержень со свободной концевой частью, закрепленный в передней части корпуса и выступающий наружу из сопла;- cantilever rod with a free end part, mounted in front of the housing and protruding outward from the nozzle; - полое центральное тело, выполненное с возможностью перемещения вдоль консольного стержня по направлению истекающего потока газообразных продуктов горения метательного вещества для открытия сопла и перемещения в направлении, обратном указанному, для закрытия сопла, причем полое центральное тело охватывает консольный стержень по его боковой поверхности;- a hollow central body configured to move along the cantilever rod in the direction of the outgoing flow of gaseous products of combustion of the propellant to open the nozzle and move in the opposite direction to close the nozzle, the hollow central body enveloping the cantilever rod along its lateral surface; - средство регулирования перемещения полого центрального тела при открытии сопла, размещенное на консольном стержне внутри полого центрального тела;- means for regulating the movement of the hollow central body upon opening the nozzle, placed on the cantilever rod inside the hollow central body; - средство перемещения полого центрального тела для закрытия сопла в заданный момент времени путем обеспечения заданной равнодействующей сил давления газообразных продуктов горения метательного вещества на центральное тело.- a means of moving a hollow central body to close the nozzle at a given point in time by providing a predetermined resultant pressure force of the gaseous products of combustion of the propellant on the central body. 2. Реактивный двигатель по п. 1, в котором средство регулирования перемещения полого центрального тела при открытии сопла содержит последовательно расположенные проникающий элемент, связанный с передним концом полого центрального тела, промежуточный элемент и гаситель механической энергии посредством его вязкопластического деформирования при взаимодействии с проникающим элементом, установленный с упором в свободную концевую часть консольного стержня, а средство перемещения полого центрального тела для закрытия сопла в заданный момент времени содержит газодинамическую связь камеры сгорания с внутренним объемом полого центрального тела, при этом полое центральное тело имеет переднюю внутреннюю посадочную поверхность и заднюю внутреннюю посадочную поверхность, диаметр которой выполнен больше диаметра передней внутренней посадочной поверхности.2. The jet engine according to claim 1, wherein the means for controlling the movement of the hollow central body upon opening the nozzle comprises a sequentially penetrating element connected to the front end of the hollow central body, an intermediate element and a mechanical energy damper by means of its viscoplastic deformation when interacting with the penetrating element, installed with emphasis in the free end part of the cantilever rod, and means for moving the hollow central body to close the nozzle at a given moment nt Gasdynamic connection time comprises a combustion chamber with an internal volume of the hollow central body, wherein the hollow central body having a front inner seating surface and a rear inner sealing surface, the diameter of which is greater the diameter of the front inner mounting surface. 3. Реактивный двигатель по п. 2, в котором проникающий элемент выполнен трубчатой формы с наружным скосом на торце, обращенном к промежуточному элементу, промежуточный элемент имеет трубчатую форму, а гаситель механической энергии выполнен в виде последовательно расположенных на консольном стержне в направлении открытия сопла первого и второго наборов колец, при этом кольца первого набора обеспечивают более высокую энергию вязкопластической деформации, чем кольца второго набора.3. The jet engine according to claim 2, in which the penetrating element is made tubular with an external bevel at the end facing the intermediate element, the intermediate element has a tubular shape, and the mechanical energy damper is made in the form of sequentially arranged on the cantilever rod in the direction of opening of the first nozzle and the second sets of rings, while the rings of the first set provide a higher energy of viscoplastic deformation than the rings of the second set. 4. Реактивный двигатель по п. 2, в котором указанная газодинамическая связь обеспечена за счет выполнения консольного стержня с осевым каналом, радиальными отверстиями, расположенными со стороны передней части корпуса и сообщающими осевой канал консольного стержня с камерой сгорания, и радиальными отверстиями, расположенными в свободной концевой части консольного стержня и сообщающими осевой канал консольного стержня с внутренним объемом полого центрального тела, при этом в осевом канале консольного стержня на участке между первыми и вторыми из указанных радиальных отверстий установлен обратный клапан.4. The jet engine according to claim 2, wherein said gas-dynamic connection is provided by performing a cantilever rod with an axial channel, radial holes located on the front of the housing and communicating the axial channel of the cantilever rod with a combustion chamber, and radial holes located in a free the end part of the cantilever rod and communicating the axial channel of the cantilever rod with the internal volume of the hollow central body, while in the axial channel of the cantilever rod in the area between the first and torymi of said radial holes, a check valve. 5. Реактивный двигатель по любому из пп. 2-4, в котором свободная концевая часть консольного стержня выполнена в виде полого хвостовика с упорным буртиком для взаимодействия с гасителем механической энергии, при этом полый хвостовик закрыт снаружи заглушкой с форсирующим кольцом.5. The jet engine according to any one of paragraphs. 2-4, in which the free end part of the cantilever rod is made in the form of a hollow shaft with a stop collar for interaction with a mechanical energy absorber, while the hollow shaft is closed externally with a plug with a boost ring. 6. Реактивный двигатель по п. 1, в котором полое центральное тело выполнено с передней расширенной частью, имеющей участок для контакта с соплом, и задней суженной частью.6. The jet engine according to claim 1, in which the hollow central body is made with a front expanded part having a section for contact with the nozzle and a rear narrowed part. 7. Реактивный двигатель по п. 6, в котором передняя расширенная часть полого центрального тела снабжена центрирующими ребрами.7. The jet engine according to claim 6, in which the front expanded part of the hollow central body is provided with centering ribs. 8. Реактивный двигатель по п. 7, в котором центрирующие ребра выполнены с отверстиями для тангенциального перетекания газообразных продуктов горения метательного вещества.8. The jet engine according to claim 7, in which the centering ribs are made with holes for tangential flow of gaseous products of combustion of a propellant. 9. Реактивный двигатель по п. 1, в котором консольный стержень выполнен с участком, расширяющимся в направлении перемещения полого центрального тела при закрытии сопла, для взаимодействия с полым центральным телом.9. The jet engine according to claim 1, in which the cantilever rod is made with a section that expands in the direction of movement of the hollow central body when the nozzle is closed, for interaction with the hollow central body. 10. Реактивный двигатель по п. 1, в котором камера сгорания разделена цилиндрическим перфорированным кожухом на два коаксиальных объема, наружный из которых предназначен для размещения заряда метательного вещества, а внутренний является свободным.10. The jet engine according to claim 1, in which the combustion chamber is divided by a cylindrical perforated casing into two coaxial volumes, the outer of which is designed to accommodate a propellant charge, and the inner one is free. 11. Реактивный двигатель по п. 9, в котором камера сгорания выполнена с плоским дном, при этом наружный коаксиальный объем камеры сгорания имеет подпружиненную решетку для поджатия заряда метательного вещества к плоскому дну.11. The jet engine according to claim 9, in which the combustion chamber is made with a flat bottom, while the outer coaxial volume of the combustion chamber has a spring-loaded grid for compressing the propellant charge to the flat bottom. 12. Реактивный двигатель по п. 1, в котором передняя часть корпуса выполнена со сфероидальной фронтальной поверхностью.12. The jet engine according to claim 1, in which the front of the housing is made with a spheroidal frontal surface. 13. Способ стрельбы реактивным боеприпасом, включающим реактивный двигатель с камерой сгорания, зарядом метательного вещества, соплом и полым центральным телом для открытия и закрытия сопла, из мобильной пусковой установки с пусковой трубой, включающий:13. A method of firing rocket ammunition, comprising a jet engine with a combustion chamber, a propellant charge, a nozzle and a hollow central body for opening and closing the nozzle, from a mobile launcher with a launch tube, including: - воздействие газообразных продуктов горения метательного вещества на полое центральное тело для открытия сопла в пусковой трубе с обеспечением истечения указанных продуктов из открытого сопла для создания движущей силы, действующей на реактивный боеприпас;- the impact of the gaseous products of combustion of the propellant on the hollow central body to open the nozzle in the launch tube with the provision of the outflow of these products from the open nozzle to create a driving force acting on the reactive munition; - регулирование положения полого центрального тела в открытом сопле в зависимости от температуры заряда метательного вещества для обеспечения заданного давления газообразных продуктов горения метательного вещества в камере сгорания реактивного двигателя независимо от температуры заряда метательного вещества;- regulation of the position of the hollow central body in the open nozzle depending on the charge temperature of the propellant to provide a given pressure of the gaseous products of combustion of the propellant in the combustion chamber of a jet engine, regardless of the charge temperature of the propellant; - одновременную подачу газообразных продуктов горения метательного вещества внутрь полого центрального тела;- the simultaneous supply of gaseous products of combustion of a propellant inside a hollow central body; - закрытие сопла посредством полого центрального тела в заданный момент времени путем обеспечения заданной равнодействующей сил давления газообразных продуктов горения метательного вещества на полое центральное тело.- closing the nozzle by means of a hollow central body at a given point in time by providing a predetermined resultant pressure force of the gaseous products of combustion of the propellant on the hollow central body. 14. Способ стрельбы по п. 13, в котором сопло закрывают посредством полого центрального тела на заданном участке траектории полета реактивного боеприпаса.14. The firing method according to claim 13, wherein the nozzle is closed by means of a hollow central body at a predetermined portion of the flight path of the rocket ammunition. 15. Способ стрельбы по п. 13, в котором сопло закрывают посредством полого центрального тела до вылета реактивного боеприпаса из пусковой трубы.15. The firing method according to claim 13, in which the nozzle is closed by means of a hollow central body prior to the departure of the reactive ammunition from the launch tube. 16. Реактивный боеприпас, включающий головную часть, реактивный двигатель по любому из пп. 1-12, соединенный с головной частью со стороны передней части своего корпуса, и стабилизатор.16. Jet ammunition, including the warhead, a jet engine according to any one of paragraphs. 1-12, connected to the head part from the front of its housing, and a stabilizer. 17. Реактивный боеприпас по п. 16, в котором стабилизатор выполнен с жестким оперением и содержит закрепленное снаружи сопла малое кольцо, перья, закрепленные передним концами на малом кольце, и большое кольцо, скрепляющее снаружи задние концы перьев.17. The ammunition according to claim 16, wherein the stabilizer is rigidly plumaged and comprises a small ring fixed to the outside of the nozzle, feathers fixed to the small ends by the front ends and a large ring fastening the rear ends of the feathers from the outside. 18. Реактивный боеприпас по п. 17, в котором сопло снаружи имеет обтекатель.18. The rocket ammunition according to claim 17, wherein the nozzle externally has a cowl.
RU2016128038A 2016-07-11 2016-07-11 Reactive engine, method for shooting with rocket ammunition and rocket ammunition RU2631958C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016128038A RU2631958C1 (en) 2016-07-11 2016-07-11 Reactive engine, method for shooting with rocket ammunition and rocket ammunition

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016128038A RU2631958C1 (en) 2016-07-11 2016-07-11 Reactive engine, method for shooting with rocket ammunition and rocket ammunition

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2631958C1 true RU2631958C1 (en) 2017-09-29

Family

ID=60040839

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016128038A RU2631958C1 (en) 2016-07-11 2016-07-11 Reactive engine, method for shooting with rocket ammunition and rocket ammunition

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2631958C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2748027C2 (en) * 2019-08-16 2021-05-19 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Jet ammunition engine
RU2760039C1 (en) * 2021-07-12 2021-11-22 Владислав Юрьевич Климов Cruise missile

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3073112A (en) * 1959-09-21 1963-01-15 Olin Mathieson Rocket motor control system
US3608312A (en) * 1969-10-22 1971-09-28 Us Navy Self-actuated dual area annular nozzle
US5749559A (en) * 1995-10-20 1998-05-12 Societe Europeene De Propulsion Device for controlling a spacecraft by gating gas via a moving nozzle
RU2135810C1 (en) * 1997-12-10 1999-08-27 Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" Controllable rocket engine
RU2379539C1 (en) * 2008-06-10 2010-01-20 Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Double-duty solid propellant rocket engine
DE102012020740A1 (en) * 2012-10-23 2014-04-24 Diehl Bgt Defence Gmbh & Co. Kg Ammunition for bare shoulder support weapon, has warhead and thruster accelerating ammunition, tail unit arranged over tail boom and connected with thruster, and orbit correction device correcting ammunition according to firing

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3073112A (en) * 1959-09-21 1963-01-15 Olin Mathieson Rocket motor control system
US3608312A (en) * 1969-10-22 1971-09-28 Us Navy Self-actuated dual area annular nozzle
US5749559A (en) * 1995-10-20 1998-05-12 Societe Europeene De Propulsion Device for controlling a spacecraft by gating gas via a moving nozzle
RU2135810C1 (en) * 1997-12-10 1999-08-27 Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" Controllable rocket engine
RU2379539C1 (en) * 2008-06-10 2010-01-20 Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Double-duty solid propellant rocket engine
DE102012020740A1 (en) * 2012-10-23 2014-04-24 Diehl Bgt Defence Gmbh & Co. Kg Ammunition for bare shoulder support weapon, has warhead and thruster accelerating ammunition, tail unit arranged over tail boom and connected with thruster, and orbit correction device correcting ammunition according to firing

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2748027C2 (en) * 2019-08-16 2021-05-19 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Jet ammunition engine
RU2760039C1 (en) * 2021-07-12 2021-11-22 Владислав Юрьевич Климов Cruise missile

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US4944226A (en) Expandable telescoped missile airframe
US9605932B2 (en) Gas generators, launch tubes including gas generators and related systems and methods
US4712465A (en) Dual purpose gun barrel for spin stabilized or fin stabilized projectiles and gun launched rockets
US2884859A (en) Rocket projectile
US4539911A (en) Projectile
JPS628720B2 (en)
US1416827A (en) Ordnance
US11740039B2 (en) Apparatus and method for accelerating an object via an external free jet
WO2008112300A1 (en) Burping non-lethal projectile
US20020178960A1 (en) Generation non-lethal and lethal projectiles for arms
RU2631958C1 (en) Reactive engine, method for shooting with rocket ammunition and rocket ammunition
US2946261A (en) Peripheral nozzle spinner rocket
US3999482A (en) High explosive launcher system
US2681619A (en) Rocket projectile
US5099764A (en) Propulsion unit fireable from an enclosure
US8056481B2 (en) Controlled deceleration projectile
CN101113882A (en) Bomb body structure capable of reducing shock wave drag of bomb body and method thereof
FI111296B (en) Controlled partition holder for sub-caliber projectile
RU2462686C2 (en) Method of increase of range capability of projectile (versions) and device for its implementation
US2870711A (en) Projectile carrying vehicle
US2440305A (en) Rocket projectile
RU2669242C1 (en) Device for increasing the rate of throwing shells or bullets
RU2647256C1 (en) Method of increasing the distance of the rocket-propelled grenade
RU2785835C1 (en) Method for increasing the flight range of an artillery projectile with a rocket-ramjet engine and an artillery projectile implementing it (options)
US3380382A (en) Gun launched liquid rocket

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20190712

NF4A Reinstatement of patent

Effective date: 20210301