RU2671262C1

RU2671262C1 - Hydrometeorological rocket shell

Info

Publication number: RU2671262C1
Application number: RU2018102853A
Authority: RU
Inventors: Валерий Александрович Чернышов
Original assignee: Валерий Александрович Чернышов
Priority date: 2018-01-25
Filing date: 2018-01-25
Publication date: 2018-10-30

Abstract

FIELD: meteorology.SUBSTANCE: invention relates to the active influence on atmospheric phenomena and, in particular, to rocket projectiles. Hydrometeorological rocket shell includes a housing with a block of basic stabilizers. Inside the housing there are marching, starting stages of the solid fuel engine and the active reagent gas generator, a temporary device with a counting mechanism for the start time of the active reagent generator. Temporary device is additionally equipped with a counting mechanism for the launch time of the sustainer stage and is configured to install pre-launch times for the sustainer stage and the gas generator of the active reagent before the start. In the charge of solid fuel of the sustainer stage, grooves are made to accommodate the planes of the additional stabilizer of the sustainer stage, made with the possibility of changing their position from folded into unfolded. Starting stage contains a gas generator with a fuel composition with a lack of an oxidizing agent for the specified gas generator. It consists of a part of the shell of the projectile and a block of nozzles and produces gaseous products with a lack of oxidizer. Part of the fuel composition of the gas generator is placed in the nozzle of the sustainer stage. Shell of the projectile is made of composite telescopically located outer and inner shells. Outer shell is made with the possibility of axial movement with respect to the internal and education with the camera rocket-ramjet engine with a nozzle for the expiration of the combustion products of the gas generator. Shell of the projectile is made with the possibility of undocking its parts among themselves on the plane of the nozzle of the main engine. Connector assembly is located in the cavity of the marching stage. Active reagent is introduced into the composition of the solid fuel of the sustainer stage.EFFECT: increase the effectiveness of action.1 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к средствам активного воздействия на атмосферные явления, а именно к гидрометеорологическим реактивным снарядом (ракетам), предназначенным для предотвращения градобитий, регулирования грозовой деятельности, стимулирования или уменьшения выпадения осадков путем доставки активного реагента непосредственно в зону воздействия на атмосферные явления и сможет найти широкое применение при проведении активных воздействий на атмосферные гидрометеорологические процессы, в частности, при борьбе с градоопасными метеообразованиями.The invention relates to means of active influence on atmospheric phenomena, namely, a hydrometeorological rocket (rockets) designed to prevent hail, control thunderstorms, stimulate or reduce precipitation by delivering an active reagent directly to the zone of impact on atmospheric phenomena and can be widely used when carrying out active impacts on atmospheric hydrometeorological processes, in particular, in the fight against urban hazardous weather Brotherhoods.

Известен гидрометеорологический реактивный снаряд, содержащий снабженные устройствами их запуска стартовую, маршевую ступени двигателя и генератор активного реагента, временное устройство со счетным механизмом времени запуска генератора активного реагента, причем временное устройство дополнительно снабжено счетным механизмом времени запуска маршевой ступени и выполнено с возможностью установки перед стартом заданных времен запуска маршевой ступени и генератора активного реагента, при этом генератор активного реагента выполнен в виде дополнительной маршевой ступени с площадью миделя, равной 0,55…0,7 площади миделя маршевой ступени двигателя (патент №2090832, заявка №95118329/02 от 25.10.1995, МПК: Р42В15/00-прототип).A hydrometeorological rocket is known that contains start-up, sustainer stages of the engine and an active reagent generator equipped with devices for starting them, a temporary device with a counting mechanism for the start time of the active reagent generator, and the temporary device is additionally equipped with a counting mechanism for the launch time of the main stage and is configured to set the launch time of the march stage and the active reagent generator, while the active reagent generator is made a sustainer stage additional to the midsection area equal to the area of 0.7 ... 0.55 midsection sustainer motor stage (Patent №2090832, application №95118329 / 02 dated 25.10.1995, IPC: R42V15 / 00 prototype).

Указанный гидрометеорологический реактивный снаряд используется следующим образом.The specified hydrometeorological rocket is used as follows.

Перед стартом снаряда с пусковой установки в электронно-временное устройство устанавливают времена запуска маршевой ступени и генератора активного реагента. При старте снаряда с пусковой установки, задействуется устройство запуска, которое воспламеняет шашку твердого ракетного топлива стартовой ступени, истечение продуктов сгорания которой из двигателя создает реактивную тягу, под действием которой реактивный снаряд начинает движение. По факту разрыва электроцепей между снарядом и пусковой установкой, в момент начала движения реактивного снаряда, начинается отсчет времен запуска маршевой ступени и генератора активного реагента. После выгорания шашки твердого ракетного топлива стартовой ступени во время паузы до момента запуска маршевой ступени, продолжительность которой определяется электронно-временным устройством по времени, введенным перед стартом, снаряд осуществляет полет как свободно брошенное тело, во время которого, под воздействием силы тяжести, уменьшается угол наклона траектории к горизонту. По истечении времени, определяемым полетным заданием и введенного перед стартом, счетный механизм электронно-временного устройства выдает по кабелю электрическую команду на задействование устройства запуска, которое воспламеняет шашку твердого ракетного топлива маршевой ступени, истечение продуктов сгорания которой из двигателя создает реактивную тягу, под действием которой реактивный снаряд продолжает движение при новом угле бросания. Аналогично работает канал запуска генератора активного реагента, в результате горения шашки которого по трассе движения реактивного снаряда выделяется аэрозоль активного реагента. После выгорания твердого ракетного топлива шашек, под действием внутреннего остаточного давления их продуктов сгорания и аэродинамических нагрузок от набегающего потока, происходит обрушение оставшейся бронировки. Двигатель перестает существовать и снаряд продолжает полет с площадью миделя, составляющей 0,55 - 0,7 от первоначального, что резко, в 1,5…2 раза снижает лобовое сопротивление снаряда.Before starting the projectile from the launcher, the start times of the march stage and the active reagent generator are set in the electronic-temporary device. When the projectile starts from the launcher, a launching device is activated that ignites the solid rocket rocket of the launch stage, the expiration of the combustion products of which from the engine creates a jet propulsion, under the influence of which the projectile starts to move. Upon the rupture of the electrical circuits between the projectile and the launcher, at the moment of the start of the movement of the rocket, the start time of the marching stage and the active reagent generator begins. After the rocket of the solid rocket fuel of the launch stage burns out during a pause until the launch of the march stage, the duration of which is determined by the electronic-time device according to the time entered before the launch, the projectile flies like a freely thrown body, during which, under the influence of gravity, the angle decreases tilt the trajectory to the horizon. After the time determined by the flight task and entered before the start, the counting mechanism of the electronic-temporary device issues an electric command via cable to activate the launch device, which ignites the march rocket solid rocket fuel, the expiration of which combustion products from the engine creates a jet thrust, under which missile continues to move at a new throwing angle. The launch channel of the active reagent generator works in a similar way, as a result of the burning of the checkers of which an aerosol of the active reagent is released along the path of the rocket. After burning out solid rocket fuel of the checkers, under the influence of the internal residual pressure of their combustion products and aerodynamic loads from the oncoming flow, the remaining armor collapses. The engine ceases to exist and the projectile continues to fly with a midship area of 0.55 - 0.7 from the original, which dramatically reduces the drag of the projectile by 1.5 ... 2 times.

Основными недостатками является значительная сложность конструкции, значительные затраты на противоградовую защиту.The main disadvantages are the significant complexity of the design, significant costs of anti-hail protection.

Задачей предлагаемого изобретения является создание гидрометеорологического реактивного снаряда, обеспечивающего, за счет непосредственного внесения активного реагента в площадку засева, максимально возможную эффективность применения при значительном уменьшении затрат на противоградовую защиту.The objective of the invention is the creation of a hydrometeorological rocket, which, due to the direct introduction of the active reagent into the sowing area, provides the maximum possible efficiency with a significant reduction in the cost of anti-hail protection.

Решение указанной задачи достигается тем, что в предложенном гидрометеорологическом реактивном снаряде, содержащем корпус с блоком основных стабилизаторов, при этом внутри корпуса размещены снабженные устройствами их запуска маршевая, стартовая ступени двигателя твердого топлива и газогенератор активного реагента, временное устройство со счетным механизмом времени запуска генератора активного реагента, причем временное устройство дополнительно снабжено счетным механизмом времени запуска маршевой ступени и выполнено с возможностью установки перед стартом заданных времен запуска маршевой ступени и газогенератора активного реагента, согласно изобретению, в заряде твердого топлива маршевой ступени выполнены пазы для размещения в них плоскостей дополнительного стабилизатора маршевой ступени, выполненных с возможностью изменения своего положения из сложенного в развернутое, при этом стартовая ступень содержит газогенератор с топливным составом с недостатком окислителя для указанного газогенератора, состоящего из части корпуса снаряда и блока сопел, и производящего газообразные продукты с недостатком окислителя, причем часть упомянутого топливного состава газогенератора размещена в сопле маршевой ступени, при этом корпус снаряда выполнен составным из телескопически расположенных наружной и внутренней обечаек, причем наружная обечайка выполнена с возможностью осевого перемещения по отношению к внутренней и образования при этом камеры ракетно-прямоточного двигателя с соплом для истечения продуктов сгорания газогенератора, при этом корпус снаряда выполнен с возможностью расстыковки его частей между собой по плоскости среза сопла маршевого двигателя, причем узел разъема расположен в полости маршевой ступени, при этом активный реагент введен в состав твердого топлива маршевой ступени.The solution to this problem is achieved by the fact that in the proposed hydrometeorological rocket containing a housing with a block of main stabilizers, while inside the housing there are marching, launching stages of a solid fuel engine and an active reagent gas generator, a temporary device with a counting mechanism for starting the active generator reagent, and the temporary device is additionally equipped with a counting mechanism for the launch time of the march stage and is made with the possibility of according to the invention, grooves are made in the solid propellant charge of the sustainer stage for placing the planes of the additional stabilizer of the sustainer stage, made with the possibility of changing their position from folded to deployed, while the starting stage contains a gas generator with a fuel composition with an oxidizer deficiency for said gas generator, consisting of a part of the shell of the projectile and the nozzle block, and containing gaseous products with a lack of oxidizer, and part of the fuel composition of the gas generator is located in the march stage nozzle, while the shell of the projectile is made up of telescopically arranged outer and inner shells, and the outer shell is made with the possibility of axial movement with respect to the inner and the formation of the camera a ramjet engine with a nozzle for the expiration of the gas generator combustion products, while the shell of the projectile is made with the possibility of undocking it h between them along the cut-off plane of the nozzle of the sustainer engine, and the connector assembly is located in the cavity of the sustainer stage, while the active reagent is introduced into the solid fuel of the sustainer stage.

Сущность изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг. 1 представлена принципиальная схема гидрометеорологического реактивного снаряда; на фиг. 2 представлен поперечный разрез в области воздухозаборных устройств на фиг. 1; на фиг. 3 представлена схема снаряда после произведения первой трансформации корпуса; на фиг. 4 представлена схема снаряда после сбрасывания наружной обечайки.The invention is illustrated by drawings, where in FIG. 1 is a schematic diagram of a hydrometeorological rocket; in FIG. 2 is a cross-sectional view in the region of the air intake devices of FIG. one; in FIG. 3 shows a diagram of the projectile after the first transformation of the hull; in FIG. 4 shows a diagram of the projectile after dropping the outer shell.

Корпус снаряда выполнен из внутренней 1 и наружной 2 соосно установленных обечаек, при этом обечайка 2 выполнена с возможностью осевого перемещения по отношению к обечайке 1. На наружной обечайке 2 установлен блок основных стабилизаторов 3 и воздухозаборные устройства 4. Воздухозаборные устройства 4 вместе с наружной обечайкой 2 и соплом 5, расположенном в выходной части наружной обечайки 1, формируют второй контур ракетно-прямоточного двигателя, принцип работы которого заключается в том, что, образующийся при сгорании в газогенераторе 6 специального твердого топлива газ, содержащий значительное количество несгоревших частиц, поступает в камеру двигателя и, догорая, смешивается с воздушным потоком, который попадает в камеру через воздухозаборные устройства 4, при этом продуты сгорания, истекая через сопловой блок 7 и далее через сопло 5, образуют реактивную тягу. Донный газогенератор 6 с сопловым блоком 7, представляющий собой первый контур ракетно-прямоточного двигателя, установлен внутри внутренней обечайки 1.The shell of the projectile is made of inner 1 and outer 2 coaxially mounted shells, while the shell 2 is made with the possibility of axial movement relative to the shell 1. On the outer shell 2 there is a block of main stabilizers 3 and air intake devices 4. Air intake devices 4 together with the outer shell 2 and a nozzle 5 located in the output part of the outer shell 1, form the second circuit of the ramjet engine, the principle of which is that, formed during combustion in the gas generator 6 special Of solid solid fuel, a gas containing a significant amount of unburned particles enters the engine chamber and, when burned, mixes with the air stream that enters the chamber through the air intake devices 4, while the combustion blown out through the nozzle block 7 and then through the nozzle 5 form jet thrust. The bottom gas generator 6 with the nozzle block 7, representing the first circuit of the ramjet engine, is installed inside the inner shell 1.

Корпус снаряда разделен на две части: первую маршевую с зарядом твердого топлива 8 и соплом 9 и вторую с газогенератором 6 с зарядом специального твердого топлива, содержащем химически активный реагент для воздействия на градовые облака. Первая и вторая части состыкованы между собой при помощи узла разъема частей корпуса 10.The shell of the projectile is divided into two parts: the first marching one with a charge of solid fuel 8 and a nozzle 9 and the second with a gas generator 6 with a charge of special solid fuel containing a chemically active reagent for influencing hail clouds. The first and second parts are docked to each other using the node connector parts of the housing 10.

В первой части снаряда установлен блок дополнительных стабилизаторов 11.In the first part of the projectile installed block additional stabilizers 11.

Предложенный снаряд используется следующим образом.The proposed projectile is used as follows.

После запуска снаряда, наружная обечайка 2 смещается назад относительно направления движения снаряда, при этом раскрываются основные аэродинамические стабилизаторы 3 и воздухозаборные устройства 4, которые вместе с наружной обечайкой 2 и соплом 5 формируют второй контур ракетно-прямоточного двигателя.After the launch of the projectile, the outer shell 2 is shifted back relative to the direction of motion of the projectile, while the main aerodynamic stabilizers 3 and air intake devices 4 are opened, which together with the outer shell 2 and the nozzle 5 form the second loop of the ramjet engine.

В газогенераторе 6, представляющем собой первый контур ракетно-прямоточного двигателя, воспламеняют топливный состав с недостатком окислителя, после чего продукты неполного сгорания топлива начинают поступать во второй контур. С помощью воздухозаборных устройств 4 производят забор атмосферного воздуха и используют его для дожигания во втором контуре газообразных продуктов, поступающих из первого контура через сопловой блок 7, которые затем истекают через сопло 5 второго контура, чем создают реактивную тягу.In the gas generator 6, which is the first circuit of a ramjet engine, the fuel composition with an oxidizer deficiency is ignited, after which the products of incomplete combustion of the fuel begin to flow into the second circuit. Using air intake devices 4, atmospheric air is taken and used for burning gas products coming from the first circuit through the nozzle block 7 in the second circuit, which then expire through the second circuit nozzle 5, which creates reactive thrust.

После окончания работы газогенератора 6 потребность в наружной обечайке 2 и второй части корпуса отпадает. В этом случае, подается команда на срабатывание механизма узла разъема 10, после чего от корпуса снаряда отделяется часть корпуса второй части/ корпус второй части вместе с наружной обечайкой 2 и блоком основных стабилизаторов 3. Одновременно с этим раскрываются дополнительные стабилизаторы 11.After the operation of the gas generator 6, the need for the outer shell 2 and the second part of the housing disappears. In this case, a command is issued to trigger the mechanism of the connector assembly 10, after which a part of the housing of the second part / housing of the second part together with the outer shell 2 and the block of main stabilizers 3 is separated from the shell of the shell. At the same time, additional stabilizers 11 are opened.

Сброс указанных частей позволит увеличить скорость снаряда, за счет уменьшения его массы, и упростить его конструкцию за счет исключения механизма возврата наружной обечайки 2 в первоначальное положение.The reset of these parts will increase the velocity of the projectile, by reducing its mass, and simplify its design by eliminating the mechanism for returning the outer shell 2 to its original position.

После выгорания заряда твердого ракетного топлива газогенератора 6 стартовой ступени, во время паузы до момента запуска первой маршевой ступени, продолжительность которой определяется электронно-временным устройством по времени, введенным перед стартом, снаряд осуществляет полет как свободно брошенное тело, во время которого, под воздействием силы тяжести, уменьшается угол наклона траектории к горизонту. По истечении времени, определяемым полетным заданием и введенного перед стартом, счетный механизм электронно-временного устройства выдает команду на воспламенение заряда твердого топлива маршевой ступени, истечение продуктов сгорания которой из сопла 9 создает реактивную тягу, под действием которой гидрометереологический снаряд продолжает движение при новом угле бросания, при этом, в результате горения шашки твердого топлива маршевой ступени, по трассе движения реактивного снаряда выделяется аэрозоль активного реагента, оказывающего влияние на градовые облака.After the charge of the solid rocket fuel of the gas generator 6 of the launch stage is burned out, during a pause until the launch of the first march stage, the duration of which is determined by the electronic-time device according to the time entered before the launch, the projectile flies like a freely thrown body, during which, under the influence of force gravity, the angle of inclination of the trajectory to the horizon decreases. After the time determined by the flight task and entered before the start, the counting mechanism of the electronic-temporary device gives a command to ignite the charge of solid fuel of the march stage, the expiration of the combustion products of which from the nozzle 9 creates a jet thrust, under the influence of which the hydrometeorological projectile continues to move at a new casting angle in this case, as a result of the burning of the marching solid fuel checkers, an aerosol of the active reagent is released along the route of the movement of the projectile, rendering on effect on hail clouds.

Использование предложенного технического решения позволит увеличить дальность полета артиллерийского снаряда за счет оптимизации конструкции снаряда, снижения его массы во время полета и подбора оптимальных характеристик блока стабилизаторов для каждого участка полета - с работающим и неработающим ракетно-прямоточным двигателем.Using the proposed technical solution will increase the flight range of the artillery shell by optimizing the design of the projectile, reducing its weight during the flight and selecting the optimal characteristics of the stabilizer block for each flight section — with a working and non-working ramjet engine.

Claims

A hydrometeorological rocket containing a housing with a block of main stabilizers, while inside the housing there are marching, launching stages of a solid fuel engine and an active reagent gas generator equipped with their starting devices, a temporary device with a counting mechanism for starting the active reagent generator, and the temporary device is additionally equipped with a counting mechanism the start time of the march stage and is configured to set the set start times of the march before up and gas generator of the active reagent, characterized in that in the charge of solid fuel of the march stage, grooves are made to accommodate the planes of the additional stabilizer of the march stage, made with the possibility of changing their position from folded to deployed, while the starting stage contains a gas generator with a fuel composition with a disadvantage an oxidizing agent for said gasifier, consisting of a part of the shell of the projectile and block nozzles and producing gaseous products with a lack of oxidizing agent, and The aforementioned fuel composition of the gas generator is located in the march stage nozzle, while the shell of the projectile is made up of telescopically arranged outer and inner shells, the outer shell being made with the possibility of axial movement with respect to the inner one and the formation of a ramjet engine chamber with a nozzle for expiration the combustion products of the gas generator, while the shell of the projectile is made with the possibility of undocking its parts together along the cut plane of the nozzle of the main engine, moreover, the connector assembly is located in the cavity of the march stage, while the active reagent is introduced into the composition of the solid fuel of the march stage.