RU2677506C1 - Projectile for shooting in aquatic environment - Google Patents

Projectile for shooting in aquatic environment Download PDF

Info

Publication number
RU2677506C1
RU2677506C1 RU2017135869A RU2017135869A RU2677506C1 RU 2677506 C1 RU2677506 C1 RU 2677506C1 RU 2017135869 A RU2017135869 A RU 2017135869A RU 2017135869 A RU2017135869 A RU 2017135869A RU 2677506 C1 RU2677506 C1 RU 2677506C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
solid fuel
charge
projectile
channel
nozzle
Prior art date
Application number
RU2017135869A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Афанасьевич Архипов
Алексей Иванович Коноваленко
Ксения Григорьевна Перфильева
Original Assignee
Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский Томский государственный университет" (НИ ТГУ)
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 Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский Томский государственный университет" (НИ ТГУ) filed Critical Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский Томский государственный университет" (НИ ТГУ)
Priority to RU2017135869A priority Critical patent/RU2677506C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2677506C1 publication Critical patent/RU2677506C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B19/00—Marine torpedoes, e.g. launched by surface vessels or submarines; Sea mines having self-propulsion means
    • F42B19/12—Propulsion specially adapted for torpedoes
    • F42B19/26—Propulsion specially adapted for torpedoes by jet propulsion
    • 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
    • F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
    • F02K9/10—Shape or structure of solid propellant charges
    • F02K9/18—Shape or structure of solid propellant charges of the internal-burning type having a star or like shaped internal cavity

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)

Abstract

FIELD: projectiles.SUBSTANCE: invention relates to projectiles moving in an aquatic environment. Projectile includes a housing that houses a jet engine with a central nozzle, ballistic tip, made in the form of a truncated cone, and an annular nozzle for blowing gas into the aquatic environment. Rocket engine of solid fuel is used as a jet engine, the charge of solid fuel has a through axial channel of a star-shaped section. In the subsonic part of the central nozzle there is an igniter arranged to delay the ignition of solid fuel. In the head part of the body there is a cylindrical recess, in which a ballistic tip is installed with a gap mating with the inner forming cylindrical recess. Along the axis of the ballistic tip there is a through channel connected to the charge channel of solid fuel and having a constriction at the head of the ballistic tip. Annular gap between the ballistic tip and the cylindrical recess is connected with at least three symmetrically arranged radial channels with a through channel of the ballistic tip and forms an annular nozzle, made with the possibility of blowing into the aquatic environment of the products of combustion of a charge of solid fuel at an angle to the longitudinal axis of the projectile in the direction of its stern. In the narrowing of the through channel of the ballistic tip a cylindrical plug is tightly installed with the possibility of its ejection under the action of pressure of products of combustion of a charge of solid fuel. Pressure of the combustion products in the axial channel of solid fuel, the critical section area of ​​the central jet nozzle, the cross-sectional area of the narrowing of the through channel of the ballistic tip and the annular gap, the total cross-sectional area of the radial channels, the delay time of ignition of the charge of solid fuel and the angle of injection of combustion products through an annular nozzle are determined by given algebraic formulas.EFFECT: technical result is to increase the firing range of the projectile in the aquatic environment.3 cl, 5 dwg, 3 tbl

Description

При движении снаряда в водной среде сила сопротивления определяется соотношением [1]When a projectile moves in an aqueous medium, the resistance force is determined by the relation [1]

Figure 00000001
Figure 00000001

где Сх - коэффициент сопротивления;where C x is the resistance coefficient;

Sм - площадь миделева сечения тела;S m - the area of the mid-section of the body;

ρ - плотность воды;ρ is the density of water;

V - скорость движения снаряда. В водной среде сопротивление движению снаряда, в соответствие с (1), резко возрастает, поскольку плотность воды на три порядка выше плотности воздуха. Для повышения дальности стрельбы и обеспечения достаточной скорости снаряда в конечной точке траектории необходимо увеличение начальной (дульной) скорости V0 снаряда, уменьшение площади миделева сечения Sм (калибра снаряда) и уменьшение коэффициента сопротивления Сх. Повышение дульной скорости V0 неэффективно, поскольку при этом возрастает сила сопротивления (F~V0 2). При уменьшении калибра снаряда снижается его масса и, следовательно, начальная кинетическая энергия, что приводит к уменьшению дальности стрельбы.V is the velocity of the projectile. In an aqueous medium, the resistance to projectile movement, in accordance with (1), increases sharply, since the density of water is three orders of magnitude higher than the density of air. To increase the firing range and ensure sufficient projectile velocity at the end point of the trajectory, it is necessary to increase the initial (muzzle) velocity V 0 of the projectile, reduce the midsection section area S m (projectile caliber) and decrease the drag coefficient C x . Increasing the muzzle velocity V 0 is ineffective, since this increases the resistance force (F ~ V 0 2 ). As the caliber of the projectile decreases, its mass decreases and, therefore, the initial kinetic energy, which leads to a decrease in the firing range.

Известен патрон стрелкового оружия для подводной среды [2], в котором пуля состоит из головной части с плоским кавитатором, цилиндрической ведущей части и конической кормовой части. При этом пуля движется в водной среде в режиме суперкавитации. Сопротивление движению суперкавити-рующего снаряда, полностью охватываемого газовой каверной, равно сопротивлению кавитатора и рассчитывается по формуле [2]

Figure 00000002
Known cartridge small arms for the underwater environment [2], in which the bullet consists of a head part with a flat cavitator, a cylindrical leading part and a conical stern. In this case, the bullet moves in the aquatic environment in supercavitation mode. The resistance to the movement of a super-cavitating projectile completely covered by a gas cavity is equal to the cavitator resistance and is calculated by the formula [2]
Figure 00000002

где Сх=0.82 - коэффициент сопротивления;where C x = 0.82 - resistance coefficient;

Sк - площадь поперечного сечения кавитатора.S to - the cross-sectional area of the cavitator.

Поскольку Sк<<Sм, сопротивление движению снаряда резко снижается.Since S to << S m , the resistance to movement of the projectile is sharply reduced.

Недостатком данного технического решения является возможность замыкания газовой каверны на корпус достаточно удлиненного снаряда, что приводит к резкому увеличению сопротивления в соответствие с соотношением (1). Кроме того, формирование каверны плоским кавитатором реализуется при скоростях движения снаряда, превышающих некоторое критическое значение V≥ V*. Величина V* зависит от глубины, на которой движется снаряд, и варьируется в пределах V*=(10÷200) м/с [4, 5].The disadvantage of this technical solution is the possibility of shorting the gas cavity to the body of a sufficiently elongated projectile, which leads to a sharp increase in resistance in accordance with relation (1). In addition, the formation of a cavity by a flat cavitator is realized at projectile speeds exceeding a certain critical value V≥ V * . The value of V * depends on the depth at which the projectile moves, and varies within V * = (10 ÷ 200) m / s [4, 5].

Известна торпеда с устройством для создания вокруг ее корпуса регулируемой газовой оболочки [6]. За наклонным плоским кавитатором с помощью поддува газа формируется искусственная (вентилируемая) каверна. Использование вдува газа позволяет исключить замыкание каверны на корпус торпеды.Known torpedo with a device for creating around its body an adjustable gas shell [6]. An artificial (ventilated) cavity is formed behind an inclined planar cavitator by means of gas injection. The use of gas injection allows eliminating the short circuit of the cavity on the torpedo body.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому изобретению является высокоскоростной снаряд [7], содержащий удлиненный конический корпус с кавитатором на острие, маршевый жидкостной реактивный двигатель с центральным соплом и дополнительный газогенератор, установленный в головной части снаряда. Газогенератор через кольцевое сопло осуществляет вдув газа в каверну, окружающую снаряд, препятствуя ее замыканию на корпус. Ракетный двигатель с центральным соплом создает дополнительную тягу для увеличения дальности движения снаряда.The closest in technical essence to the claimed invention is a high-speed projectile [7], containing an elongated conical body with a cavitator at the tip, a mid-flight liquid propellant engine with a central nozzle and an additional gas generator installed in the head of the projectile. The gas generator through an annular nozzle blows gas into the cavity surrounding the projectile, preventing it from shorting to the housing. A rocket engine with a central nozzle creates additional traction to increase the range of the projectile.

Техническим результатом настоящего изобретения является увеличения дальности стрельбы снаряда в водной среде за счет обеспечения режима суперкавитации на всей траектории его движения.The technical result of the present invention is to increase the firing range of the projectile in the aquatic environment by providing a supercavitation mode along its entire trajectory.

Технический результат изобретения достигается тем, что разработан снаряд для стрельбы в водной среде, содержащий корпус, в котором размещен реактивный двигатель с центральным соплом, баллистический наконечник, выполненный в виде усеченного конуса, и кольцевое сопло для вдува газа в водную среду. В качестве реактивного двигателя используется ракетный двигатель твердого топлива, заряд твердого топлива имеет сквозной осевой канал звездообразного сечения. В дозвуковой части центрального сопла расположен воспламенитель, выполненный с возможностью задержки зажигания твердого топлива. В головной части корпуса выполнено цилиндрическое углубление, в котором с зазором, сопряженным с внутренней образующей цилиндрического углубления, установлен баллистический наконечник. По оси баллистического наконечника выполнен сквозной канал, сообщающийся с каналом заряда твердого топлива и имеющий сужение в головной части баллистического наконечника. Кольцевой зазор между баллистическим наконечником и цилиндрическим углублением соединен не менее, чем тремя симметрично расположенными радиальными каналами со сквозным каналом баллистического наконечника и образует кольцевое сопло, выполненное с возможностью вдува в водную среду продуктов сгорания заряда твердого топлива под углом к продольной оси снаряда в направлении его кормовой части. В сужении сквозного канала баллистического наконечника плотно установлена цилиндрическая пробка с возможностью ее вылета под действием давления продуктов сгорания заряда твердого топлива. Давление продуктов сгорания в осевом канале твердого топлива, площадь критического сечения центрального реактивного сопла, площади поперечного сечения сужения сквозного канала баллистического наконечника и кольцевого зазора, суммарная площадь поперечного сечения радиальных каналов, время задержки зажигания заряда твердого топлива и угол вдува продуктов сгорания через кольцевое сопло определяются соотношениямиThe technical result of the invention is achieved in that a projectile for firing in an aqueous medium is developed, comprising a housing in which a jet engine with a central nozzle is placed, a ballistic tip made in the form of a truncated cone, and an annular nozzle for injecting gas into the aqueous medium. A solid propellant rocket engine is used as a jet engine; the solid fuel charge has a through axial channel of a star-shaped cross section. In the subsonic part of the central nozzle is located an igniter configured to delay the ignition of solid fuel. A cylindrical recess is made in the head of the casing, in which a ballistic tip is mounted with a gap conjugated with the internal generatrix of the cylindrical recess. A through channel is made along the axis of the ballistic tip, communicating with the solid fuel charge channel and having a narrowing in the head of the ballistic tip. The annular gap between the ballistic tip and the cylindrical recess is connected by at least three symmetrically located radial channels with the through channel of the ballistic tip and forms an annular nozzle configured to blow solid fuel charge products into the aqueous medium at an angle to the longitudinal axis of the projectile in the direction of its aft parts. In the narrowing of the through channel of the ballistic tip, a cylindrical plug is tightly mounted with the possibility of its ejection under the action of the pressure of the combustion products of the charge of solid fuel. The pressure of the combustion products in the axial channel of the solid fuel, the critical sectional area of the central jet nozzle, the cross-sectional area of the narrowing of the through channel of the ballistic tip and the annular gap, the total cross-sectional area of the radial channels, the ignition delay time of the solid fuel charge and the angle of injection of the combustion products through the annular nozzle are determined relations

Figure 00000003
,
Figure 00000003
,

Figure 00000004
,
Figure 00000004
,

Figure 00000005
,
Figure 00000005
,

где рк - давление продуктов сгорания в осевом канале твердого топлива;where p to - the pressure of the combustion products in the axial channel of solid fuel;

V*=100 м/с - скорость снаряда в момент зажигания заряда твердого топлива;V * = 100 m / s - the velocity of the projectile at the time of ignition of the charge of solid fuel;

k - показатель адиабаты продуктов сгорания твердого топлива;k is the adiabatic exponent of the solid fuel combustion products;

Sкр - площадь критического сечения центрального реактивного сопла;S cr - the critical section area of the Central jet nozzle;

ρm - плотность твердого топлива;ρ m is the density of solid fuel;

Sm - площадь поверхности горения заряда твердого топлива;S m - surface area of the combustion of a charge of solid fuel;

р1 - атмосферное давление;p 1 - atmospheric pressure;

u1 - скорость горения твердого топлива при атмосферном давлении р1;u 1 is the burning rate of solid fuel at atmospheric pressure p 1 ;

ν - показатель в степенном законе скорости горения твердого топлива;ν - exponent in the power law of the burning rate of solid fuel;

R - газовая постоянная продуктов сгорания твердого топлива;R is the gas constant of the combustion products of solid fuels;

Тр - температура горения твердого топлива;T p - combustion temperature of solid fuel;

ϕ - коэффициент расхода сопла;ϕ - nozzle flow coefficient;

Figure 00000006
- функция показателя адиабаты;
Figure 00000006
- function of the adiabatic exponent;

Sрк - суммарная площадь поперечного сечения радиальных каналов;S pk - the total cross-sectional area of the radial channels;

Sн - площадь поперечного сечения сужения сквозного канала баллистического наконечника;S n - the cross-sectional area of the narrowing of the through channel of the ballistic tip;

Sкс - площадь поперечного сечения кольцевого зазора;S cc is the cross-sectional area of the annular gap;

tign - время задержки зажигания заряда твердого топлив;t ign is the ignition delay time of the solid fuel charge;

m0 - начальная масса снаряда;m 0 is the initial mass of the projectile;

V0 - начальная (дульная) скорость снаряда;V 0 - the initial (muzzle) velocity of the projectile;

β - угол вдува продуктов сгорания через кольцевое сопло.β is the angle of injection of the combustion products through the annular nozzle.

Баллистический наконечник выполнен из металла с высокой плотностью. Торцевые поверхности заряда твердого топлива покрыты бронирующим составом, предотвращающим их горение.Ballistic tip made of metal with high density. The end surfaces of the charge of solid fuel are coated with an armor compound that prevents their burning.

Сущность изобретения поясняется схемой снаряда для стрельбы в водной среде, реализующего заявляемый способ (Фиг. 1). Снаряд для стрельбы в водной среде содержит цилиндрический корпус 1 с зарядом твердого топлива 2, баллистический наконечник 3 и центральное сопло 5. В предсопловом объеме размещен замедлитель 16 с закрепленным на нем воспламенителем 6. Заряд твердого топлива 2, покрытый бронирующим составом 15 по торцевым поверхностям, имеет сквозной осевой канал звездообразной формы 7 (Фиг. 2). Баллистический наконечник 3 установлен в цилиндрическом углублении 8 корпуса 1 с кольцевым зазором 9. Передний торец баллистического наконечника 3 является плоским кавитатором 4. Кольцевой зазор 9 сопряжен с внутренней образующей цилиндрического углубления 8 корпуса 1 и закреплен на нем с помощью резьбового соединения 17. Сквозной канал 10, выполненный по оси баллистического наконечника 3, сообщается со сквозным осевым каналом 7 заряда твердого топлива 2. Сквозной канал 10 имеет сужение 11 в головной части баллистического наконечника 3, в котором плотно установлена цилиндрическая пробка 14. Кольцевой зазор 9 соединен симметрично расположенными радиальными каналами 12 со сквозным каналом 10 баллистического наконечника 3, образуя кольцевое сопло 13.The invention is illustrated by a diagram of a projectile for firing in an aqueous medium that implements the inventive method (Fig. 1). The projectile for shooting in an aqueous medium comprises a cylindrical body 1 with a charge of solid fuel 2, a ballistic tip 3 and a central nozzle 5. In the pre-nozzle volume, a moderator 16 with an igniter fixed on it is 6. The charge of solid fuel 2, coated with an armor compound 15 along the end surfaces, has a through axial channel of a star-shaped shape 7 (Fig. 2). The ballistic tip 3 is installed in the cylindrical recess 8 of the housing 1 with an annular gap 9. The front end of the ballistic tip 3 is a flat cavitator 4. The annular gap 9 is interfaced with the inner generatrix of the cylindrical recess 8 of the housing 1 and secured to it with a threaded connection 17. Through channel 10 made along the axis of the ballistic tip 3 communicates with the through axial channel 7 for the charge of solid fuel 2. The through channel 10 has a narrowing 11 in the head of the ballistic tip 3, in which tightly mounted cylindrical tube 14. The annular gap 9 is connected by symmetrically arranged radial channels 12 with the through channel 10 of the ballistic tip 3, forming an annular nozzle 13.

При движении снаряда в стволе орудия происходит воспламенение торцевой поверхности замедлителя 16. Замедлитель 16, плотно установленный в дозвуковой части центрального сопла 5, препятствует зажиганию заряда твердого топлива 2 продуктами сгорания метательного заряда. После вылета снаряда из ствола орудия со скоростью V0 происходит его движение в водной среде в режиме суперкавитации. Через некоторый промежуток времени и, скорость снаряда снижается до критического значения V*, при котором режим суперкавитации не реализуется [4, 5]. В момент времени tign=t* полностью сгорает замедлитель 16, а продукты сгорания замедлителя инициируют закрепленный на нем пиротехнический воспламенитель 6. Продукты сгорания воспламенителя 6 поступают в сквозной осевой канал 7 заряда твердого топлива 2 и поджигают его. Продукты сгорания заряда твердого топлива 2 поступают через сквозной осевой канал 7 в сообщающийся с ним сквозной канал 10 баллистического наконечника 3 и выталкивают цилиндрическую пробку 14 из сужения 11 сквозного канала 10. При этом происходит истечение продуктов сгорания заряда твердого топлива 2 в водную среду через центральное сопло 5 и через сужение 14 сквозного канала 10. Часть продуктов сгорания через радиальные каналы 15 поступают в кольцевой зазор 9 и истекают в водную среду через кольцевое сопло 13 под углом β к продольной оси снаряда в направлении его кормовой части.When the projectile moves in the gun’s barrel, the end surface of the moderator 16 ignites. The moderator 16, which is tightly mounted in the subsonic part of the central nozzle 5, prevents the solid fuel 2 from being ignited by the propellant combustion products. After the projectile leaves the gun’s barrel at a speed of V 0 , it moves in the aquatic environment in supercavitation mode. After a certain period of time and, the velocity of the projectile decreases to a critical value V * , at which the supercavitation mode is not realized [4, 5]. At time t ign = t *, the moderator 16 completely burns, and the combustion products of the moderator initiate the pyrotechnic igniter 6 mounted on it. The combustion products of the ignitor 6 enter the through axial channel 7 of the solid fuel charge 2 and ignite it. The products of combustion of the charge of solid fuel 2 pass through the through axial channel 7 into the through channel 10 of the ballistic tip 3 connected to it and push the cylindrical plug 14 out of the narrowing 11 of the through channel 10. In this case, the products of combustion of the charge of the solid fuel 2 flow into the aqueous medium through the central nozzle 5 and through the narrowing 14 of the through channel 10. Some of the combustion products through the radial channels 15 enter the annular gap 9 and flow into the water through the annular nozzle 13 at an angle β to the longitudinal axis of the projectile in direction of its stern.

Достижение положительного эффекта изобретения обеспечивается следующими факторами.The achievement of the positive effect of the invention is provided by the following factors.

1. Использование ракетного двигателя твердого топлива с зарядом 2, имеющим сквозной осевой канал звездообразного сечения 7, и забронированными торцевыми поверхностями 15, обеспечивает постоянную поверхность горения [8], надежное воспламенение и устойчивое горение при постоянном внутрикамерном давлении.1. The use of a solid propellant rocket engine with a charge 2 having a through axial channel of a star-shaped cross-section 7 and reserved end surfaces 15 provides a constant combustion surface [8], reliable ignition, and stable combustion with constant intracameral pressure.

2. Использование воспламенителя 6, расположенного в дозвуковой части центрального сопла 5 и выполненного с возможностью задержки зажигания твердого топлива позволяет осуществить надежный запуск ракетного двигателя на траектории движения снаряда с заданным временем задержки зажигания tign.2. The use of an igniter 6 located in the subsonic part of the central nozzle 5 and configured to delay the ignition of solid fuel makes it possible to reliably launch a rocket engine along the projectile path with a given ignition delay time t ign .

3. Использование сквозного канала 10 в баллистическом наконечнике 3, имеющего сужение 11 в головной части наконечника 3, плотно закрытое цилиндрической пробкой 4, обеспечивает истечение продуктов сгорания заряда твердого топлива в водную среду через сужение 11 после вылета цилиндрической пробки 4. Вдув продуктов сгорания через сужение 11 сквозного канала 10 обеспечивает разрушение пограничного слоя за счет образования кавитационных пузырьков. При перемещении с потоком жидкости кавитационные пузырьки схлопываются, образуя газовую каверну вокруг головной части снаряда.3. The use of the through channel 10 in the ballistic tip 3, having a constriction 11 in the head of the tip 3, tightly closed by a cylindrical plug 4, ensures the outflow of combustion products of the charge of solid fuel into the aqueous medium through the constriction 11 after the departure of the cylindrical plug 4. Blowing the combustion products through constriction 11 through channel 10 provides the destruction of the boundary layer due to the formation of cavitation bubbles. When moving with a fluid stream, cavitation bubbles collapse, forming a gas cavity around the head of the projectile.

4. Использование кольцевого зазора 9, соединенного не менее, чем тремя симметрично расположенными радиальными каналами 12 со сквозным каналом 10 баллистического наконечника 3, обеспечивает равномерное истечение продуктов сгорания твердого топлива в водную среду через кольцевое сопло 13. Вдув продуктов сгорания через кольцевое сопло 13 обеспечивает режим «продуваемой» каверны [4, 5], препятствуя ее замыканию на корпус снаряда.4. The use of an annular gap 9, connected by at least three symmetrically located radial channels 12 with a through channel 10 of the ballistic tip 3, ensures uniform flow of the combustion products of solid fuel into the aqueous medium through the annular nozzle 13. Blowing the combustion products through the annular nozzle 13 provides a mode “Purged” cavity [4, 5], preventing its closure to the shell of the shell.

Таким образом, дополнительный вдув продуктов сгорания заряда твердого топлива 2 через сужение 11 и кольцевое сопло 13 обеспечивает сохранение режима суперкавитации при скоростях движения снаряда V<V*. При этом истечение продуктов сгорания через центральное сопло 5 и кольцевое сопло 13 создает дополнительную реактивную силу, способствующую повышению скорости и дальности движения снаряда.Thus, additional blowing of the products of combustion of the charge of solid fuel 2 through the narrowing 11 and the annular nozzle 13 ensures the preservation of the supercavitation mode at projectile speeds V <V * . In this case, the outflow of combustion products through the central nozzle 5 and the annular nozzle 13 creates additional reactive force, which contributes to an increase in the velocity and range of the projectile.

5. Давление продуктов сгорания рк в осевом канале заряда твердого топлива (в камере сгорания РДТТ) опрелеляется соотношением5. The pressure of the combustion products p to the axial channel of the charge of solid fuel (in the combustion chamber of the solid propellant rocket engine) is determined by the ratio

Figure 00000007
Figure 00000007

где р(Н)=105(1+0,1Н) Па - гидростатическое давление, на глубине погружения Н, где [Н]=м;where p (H) = 10 5 (1 + 0.1H) Pa - hydrostatic pressure, at the depth of immersion H, where [N] = m;

ρ=103 кг/м3 - плотность воды.ρ = 10 3 kg / m 3 is the density of water.

Проведем обоснование соотношения (3). При движении снаряда в водной среде на его переднем торце (кавитаторе 4) возникает давление [9]Let us justify relation (3). When the projectile moves in an aqueous medium, pressure arises at its front end (cavitator 4) [9]

Figure 00000008
Figure 00000008

Для того, чтобы расход продуктов сгорания через сужение 11 не зависел от величины противодавления, истечение должно осуществляться в критическом режиме [9], при которомIn order for the consumption of combustion products through the restriction 11 not to depend on the amount of back pressure, the outflow should be in a critical mode [9], in which

Figure 00000009
Figure 00000009

Из (4) и (5) следует соотношение (3).From (4) and (5), relation (3) follows.

Выбор критического значения скорости снаряда V*, при котором происходит зажигании заряда твердого топлива, определяется следующими факторами. Основным критерием суперкавитационного движения снаряда в водной среде является число кавитации [10]The choice of the critical value of the velocity of the projectile V * , at which the solid fuel charge is ignited, is determined by the following factors. The main criterion for the supercavitational motion of the projectile in the aquatic environment is the number of cavitation [10]

Figure 00000010
Figure 00000010

где р0=2336.8 Па - давление насыщенных паров воды при пузырьковой кавитации [12].where p 0 = 2336.8 Pa is the pressure of saturated water vapor during bubble cavitation [12].

Режим суперкавитации реализуется при значениях σ<σ*=0.06 [13].The supercavitation regime is realized at σ <σ * = 0.06 [13].

Из формулы (6) следует соотношение для скорости движения снаряда, обеспечивающей его движение в режиме суперкавитации:From the formula (6) follows the relation for the velocity of the projectile, ensuring its movement in the supercavitation mode:

Figure 00000011
Figure 00000011

Таким образом, величина V* зависит от глубины погружения H, на которой происходит движение снаряда. Карта режимов движения снаряда в координатах (Н, V) приведена на Фиг. 3. Линия, определяющая границу области суперкавитации, соответствует значению σ=σ*=0.06.Thus, the value of V * depends on the immersion depth H at which the projectile moves. A map of the projectile motion modes in coordinates (H, V) is shown in FIG. 3. The line defining the boundary of the supercavitation region corresponds to the value σ = σ * = 0.06.

6. Площадь критического сечения центрального сопла определяется соотношением6. The critical sectional area of the central nozzle is determined by the ratio

Figure 00000012
Figure 00000012

где SΣ=Sкp+Spк+Sн.where S Σ = S кp + S pк + S н .

Соотношение (8) следует из формулы Бори [9], выражающей равенство газоприхода при горении заряда твердого топлива и расхода продуктов сгорания через центральное сопло 5, сужение 11 и кольцевое сопло 13. Таким образом, для заданных характеристик заряда твердого топлива (ρт, Sт, k, R, Tp, u1) и определенному по соотношению (3) значению давления рк рассчитывается величина SΣ.Relation (8) follows from the Bori formula [9], which expresses the equality of the gas intake during combustion of a solid fuel charge and the consumption of combustion products through a central nozzle 5, a narrowing 11 and an annular nozzle 13. Thus, for given characteristics of the charge of solid fuel (ρ t , S t , k, R, T p , u 1 ) and the value of pressure p k determined by relation (3), the quantity S Σ is calculated.

7. Соотношения между Sкp, Spк, Sн определяются формулой7. The relationship between S kp , S pk , S n are determined by the formula

Figure 00000013
Figure 00000013

которая определяет соотношение расхода продуктов сгорания заряда твердого топлива через центральное сопло 5, кольцевое сопло 13 и сужение 11, поскольку расход через сопло при рк=const пропорционален площадям их критического сечения Sкp, Spк, Sн.which determines the ratio of the flow rate of the products of combustion of the charge of solid fuel through the central nozzle 5, the annular nozzle 13 and the restriction 11, since the flow through the nozzle at p k = const is proportional to the areas of their critical section S kp , S pk , S n .

Расход газа из полости метаемого элемента осуществляется через центральное реактивное сопло 5, сужение 11 сквозного канала 10 баллистического наконечника 3 и радиальные каналы 12. Истечение газа из сужения 11 направлено навстречу движения метаемого элемента используется для вспенивания и газификации жидкости по направлению движения метаемого элемента и служит для снижения сопротивления движению. Истечение газа из радиальных каналов 12 в кольцевой зазор 9 и кольцевое сопло 13 направляет газовый поток вдоль поверхности метаемого элемента к его задней части и служит для снижения трения. При этом создается реактивная сила, толкающая метательный элемент вперед. Истечение газа через центральное реактивное сопло 5 создает реактивную силу, также толкающую метаемый элемент. Для компенсации реактивной силы от истечения газа из сужения 11 сквозного канала 10 баллистического наконечника 3, суммарный расход газа через центральное реактивное сопло 5 и кольцевое сопло 13 должны быть равны расходу газа через сужение 11 сквозного канала 10 баллистического наконечника 3. Отсюда следует соотношение (9), определяющее отношение площадей поперечного сечения сужения 11 сквозного канала 10 баллистического наконечника 3, критического сечения соплового блока, и суммарной площади каналов.The gas flow from the cavity of the missile element is carried out through the central jet nozzle 5, the narrowing 11 of the through channel 10 of the ballistic tip 3 and the radial channels 12. The outflow of gas from the narrowing 11 is directed towards the movement of the missile element is used for foaming and gasification of the fluid in the direction of movement of the missile element and serves decrease in resistance to movement. The outflow of gas from the radial channels 12 into the annular gap 9 and the annular nozzle 13 directs the gas flow along the surface of the missile element to its rear part and serves to reduce friction. This creates a reactive force, pushing the propelling element forward. The outflow of gas through the Central jet nozzle 5 creates a reactive force, also pushing the missile element. To compensate for the reactive force from the outflow of gas from the narrowing 11 of the through channel 10 of the ballistic tip 3, the total gas flow through the central jet nozzle 5 and the annular nozzle 13 should be equal to the gas flow through the narrowing 11 of the through channel 10 of the ballistic tip 3. Hence, the relation (9) , which determines the ratio of the cross-sectional area of the narrowing 11 of the through channel 10 of the ballistic tip 3, the critical section of the nozzle block, and the total area of the channels.

Путем профилирования центрального реактивного сопла 5 можно улучшить его тяговые характеристики (повысить скорость истечения продуктов горения) и обеспечить дополнительное ускорение метаемого элемента.By profiling the central jet nozzle 5, it is possible to improve its traction characteristics (increase the rate of expiration of the combustion products) and provide additional acceleration of the missile element.

8. Угол вдува продуктов сгорания через кольцевое сопло 13 определяется соотношением8. The angle of injection of combustion products through the annular nozzle 13 is determined by the ratio

Figure 00000014
Figure 00000014

которое обеспечивает образование устойчивой «продуваемой» каверны вокруг снаряда и позволяет получить дополнительную реактивную силу, направленную по направлению движения снаряда.which provides the formation of a stable "blown" cavity around the projectile and allows you to get additional reactive force directed in the direction of movement of the projectile.

9. Время задержки зажигания заряда твердого топлива определяется соотношением9. The ignition delay time of a solid fuel charge is determined by the ratio

Figure 00000015
Figure 00000015

Проведем обоснование соотношение (11).Let us justify relation (11).

При вылете из ствола орудия снаряд движется как инертное тело. Из решения уравнения движения снаряда следует формула для его скорости [4, 5]When flying out of the gun’s barrel, the projectile moves like an inert body. From the solution of the equation of motion of the projectile follows the formula for its speed [4, 5]

Figure 00000016
Figure 00000016

где

Figure 00000017
;Where
Figure 00000017
;

t - время.t is time.

Время задержки зажигания tign выбирается равным времени t*, за которое скорость снаряда снизится до значения V* The ignition delay time t ign is chosen equal to the time t * , during which the projectile speed decreases to the value V *

Figure 00000018
Figure 00000018

Из (13) следует:From (13) it follows:

Figure 00000019
Figure 00000019

10. Изготовление насадка из тяжелого металла смещает центр тяжести метаемого элемента к передней части и, тем самым, повышает устойчивость метаемого элемента при движении в воде и эффективность при соударении с преградой.10. The manufacture of a nozzle made of heavy metal shifts the center of gravity of the missile element to the front and, thereby, increases the stability of the missile element when moving in water and its efficiency in collision with an obstacle.

Пример реализацииImplementation example

Рассмотрим движение снаряда калибром 0.03 м в водной среде на глубине Н=20 м с начальной (дульной) скоростью V0=300 м/с. Гидростатическое давление на этой глубине равноConsider the movement of a projectile with a caliber of 0.03 m in an aqueous medium at a depth of H = 20 m with an initial (muzzle) velocity of V 0 = 300 m / s. The hydrostatic pressure at this depth is

p(H)=105(1+0.1H)=3⋅105Па.p (H) = 10 5 (1 + 0.1H) = 3⋅10 5 Pa.

В соответствие с формулой (7) критическое значение скорости снаряда на глубине Н=20 м равноIn accordance with formula (7), the critical value of the velocity of the projectile at a depth of H = 20 m is

Figure 00000020
Figure 00000020

Давление на торцевой поверхности снаряда, в соответствии с формулой (4), равноThe pressure on the end surface of the projectile, in accordance with formula (4), is equal to

Figure 00000021
Figure 00000021

В соответствие с (5), для обеспечения критического режима истечения продуктов сгорания через сужение 11 необходимо обеспечить давление в камере сгорания (для k=1.26) равноеIn accordance with (5), in order to ensure a critical regime of the expiration of combustion products through restriction 11, it is necessary to ensure the pressure in the combustion chamber (for k = 1.26) equal to

Figure 00000022
Figure 00000022

Выберем значение рк=10⋅106 Па, а в качестве твердого топлива - смесевое топливо TP-Q-3011А, характеристики которого приведены в таблице 1.We choose the value of p k = 10⋅10 6 Pa, and as solid fuel - mixed fuel TP-Q-3011А, the characteristics of which are given in table 1.

Характеристики смесевого топлива TP-Q-3011А [9]Characteristics of mixed fuel TP-Q-3011A [9]

Figure 00000023
Figure 00000023

Выберем заряд твердого топлива диаметром D=0.026 м и длиной

Figure 00000024
. Зададим канал заряда в форме звезды (Фиг. 2), тогда площадь горения будет соответствовать площади цилиндрического канала с диаметром d=0.013 м:We choose a solid fuel charge with a diameter of D = 0.026 m and a length
Figure 00000024
. We set the charge channel in the form of a star (Fig. 2), then the combustion area will correspond to the area of the cylindrical channel with a diameter d = 0.013 m:

Figure 00000025
Figure 00000025

Определим по формуле Бори [7] суммарную площадь критического сечения сопла, обеспечивающую заданное давление в камере сгорания рк=10⋅106Па:Determine the formula Bori [7] the total critical area of the nozzle, providing a given pressure in the combustion chamber p k = 10⋅10 6 Pa:

Figure 00000026
Figure 00000026

где ϕ=0.91 - коэффициент расхода сопла;

Figure 00000027
.where ϕ = 0.91 is the nozzle flow coefficient;
Figure 00000027
.

Из условия (9) следует соотношение площадей критических сечений:Condition (9) implies the ratio of the areas of critical sections:

Sкр=Sкс=1,16⋅10-6 м2; dn=1.72⋅10-3 м,S cr = S ks = 1.16⋅10 -6 m 2 ; d n = 1.72⋅10 -3 m,

а также их диаметры:as well as their diameters:

dкp=dкс=1.21⋅10-3 м; dн=1.72⋅10-3 м.d kp = d ks = 1.21⋅10 -3 m; d n = 1.72⋅10 -3 m.

Расход продуктов сгорания через сопло определяется соотношением [9]:The consumption of combustion products through the nozzle is determined by the ratio [9]:

Figure 00000028
Figure 00000028

В соответствие с (14) расход через центральное сопло, кольцевое сопло и сужение наконечника составляет:In accordance with (14), the flow rate through the central nozzle, the annular nozzle and the narrowing of the tip is:

Gкp=Gкс=0.01 кг/с; Gн=0.02 кг/с.G kp = G ks = 0.01 kg / s; G n = 0.02 kg / s.

Скорость истечения газа из сужения насадка равна скорости звука (M=uн/a=l) [10]The rate of gas outflow from the narrowing nozzle is equal to the speed of sound (M = u n / a = l) [10]

Figure 00000029
Figure 00000029

при давлении газа в струе на выходеat a gas pressure in a stream at the exit

Figure 00000030
Figure 00000030

Величина тяги, развиваемая реактивной струей газа, истекающей через сужение отверстия насадка, равна [9]The thrust developed by a jet of gas flowing out through the narrowing of the nozzle opening is [9]

PH=GH⋅uH=0.02⋅870=17.4Н.P H = G H ⋅u H = 0.02⋅870 = 17.4Н.

Эта величина тяги полностью компенсируется истечением газа через сопловой узел путем его профилирования. Для отношения диаметров выходного сечения сопла da к критическому сечению dкp равном ζ=da/ dкp =2, скорость газа на выходе сопла составляет uс=2.1а [10]. И хотя расход газа через сопловой узел вдвое меньше расхода через сужение насадка (площадь критического сечения соплового блока вдвое меньше площади сужения отверстия насадка), величина тяги будет большеThis thrust value is fully compensated by the outflow of gas through the nozzle assembly by profiling it. For the ratio of the diameters of the nozzle exit section d a to the critical section d кp equal to ζ = d a / d кp = 2, the gas velocity at the nozzle exit is u с = 2.1 а [10]. And although the gas flow through the nozzle assembly is half the flow through the nozzle narrowing (the critical section area of the nozzle block is half the narrowing area of the nozzle hole), the thrust will be greater

Pc=Gc⋅uc=0.01⋅2349=23.5Н,P c = G c ⋅u c = 0.01⋅2349 = 23.5Н,

что полностью компенсирует тормозящее действие тяги Рн.which fully compensates for the braking effect of the thrust R n .

При толщине горящего свода заряда твердого топлива равной 0.5(D-d)=6.5⋅10-3 м время горения равно:When the thickness of the burning arch of the charge of solid fuel is 0.5 (Dd) = 6.5 =10 -3 m, the burning time is:

Figure 00000031
Figure 00000031

Рассмотрим характеристики движения моделей в водной среде с начальной скоростью u0=300 м/с, u*=100 м/с. Расчеты проведены инертного снаряда (M1) и снаряда с РДТТ (М2).Consider the characteristics of the movement of models in the aquatic environment with an initial velocity of u 0 = 300 m / s, u * = 100 m / s. The calculations were carried out with an inert projectile (M1) and a projectile with solid propellant rocket motor (M2).

Уравнение движения тела постоянной массы т в сплошной имеет видThe equation of motion of a body of constant mass m in a continuous one has the form

Figure 00000032
Figure 00000032

Основным критерием подобия суперкавитационного движения является число кавитации (6).The main criterion for the similarity of the supercavitation movement is the cavitation number (6).

Проведенные оценки [11, 12] показывают, что при значениях числа кавитации σ<σкр=0.06 суперкавитирующая модель испытывает меньшее сопротивление, чем та же модель при сплошном обтекании.Estimates [11, 12] show that for cavitation numbers σ <σ cr = 0.06, the super-cavitating model experiences less resistance than the same model in continuous flow.

При больших скоростях движения и малых глубинах погружения σ << 1, поэтому Сх=0.82 и уравнение движения (15) имеет вид:At large speeds and small depths of immersion σ << 1, therefore, C x = 0.82 and the equation of motion (15) has the form:

Figure 00000033
Figure 00000033

где

Figure 00000034
.Where
Figure 00000034
.

Для сравнения приведем расчеты снаряда M1, где параметр k0 определяется формулойFor comparison, we give the calculations of the projectile M1, where the parameter k 0 is determined by the formula

Figure 00000035
Figure 00000035

Интегрируя уравнение (16) (при u=u0 для t=0), получим формулу для зависимости скорости модели от времени:Integrating equation (16) (for u = u 0 for t = 0), we obtain the formula for the dependence of the model velocity on time:

Figure 00000036
Figure 00000036

С учетом (17) расстояние пройденное моделью за время определяется интеграломIn view of (17), the distance traveled by the model over time is determined by the integral

Figure 00000037
Figure 00000037

Параметры моделей приведены в таблице 2.The parameters of the models are shown in table 2.

Figure 00000038
Figure 00000038

Результаты параметрических расчетов движения моделей в водной среде приведены в таблице 3.The results of parametric calculations of the motion of models in the aquatic environment are given in table 3.

Figure 00000039
Figure 00000039

Расчетные зависимости скорости движения моделей от времени проведены на Фиг. 4, а расстояния, пройденные моделями, приведены на Фиг. 5, где инертный снаряд (M1), снаряд с РДТТ (М2).The calculated time dependences of the model speed are shown in FIG. 4, and the distances traveled by the models are shown in FIG. 5, where the inert projectile (M1), the projectile with solid propellant rocket propulsion (M2).

Результаты расчетов показывают, что при движении модели в водной среде в режиме суперкавитации скорость модели и пройденное расстояние намного превышают соответствующие значения при движении модели без кавитатора.The calculation results show that when the model moves in an aqueous medium in supercavitation mode, the speed of the model and the distance traveled far exceed the corresponding values when the model moves without a cavitator.

Таким образом, из приведенного примера следует, что заявляемый снаряд для стрельбы в водной среде обеспечивает достижение технического результата изобретения - увеличивает дальность движения метаемого элемента в водной среде и повышает устойчивость его движения.Thus, from the above example it follows that the claimed projectile for shooting in the aquatic environment ensures the achievement of the technical result of the invention - increases the range of the missile element in the aquatic environment and increases the stability of its movement.

ЛИТЕРАТУРАLITERATURE

1. Дейч М.Е. Техническая газодинамика. - М. - Л.: Госэнергоиздат, 1961. - 671 с. 1. Deutsch M.E. Technical gas dynamics. - M. - L .: Gosenergoizdat, 1961 .-- 671 p.

2. Патент РФ №2318175, МПК F42B 5/02, F41C 9/06. Патрон стрелкового оружия для подводной стрельбы / Ю.П. Платонов, В.К. Зеленко, В.Л. Трухачев, В.М. Королев, В.М. Кнебельман - Опубл. 27.02.2008.2. RF patent No. 2318175, IPC F42B 5/02, F41C 9/06. Cartridge of small arms for underwater shooting / Yu.P. Platonov, V.K. Zelenko, V.L. Trukhachev, V.M. Korolev, V.M. Knebelman - Publ. 02/27/2008.

3. Путилин С.И. Некоторые особенности динамики суперкавитирующих моделей // Прикладная гидромеханика. 2000, Т. 2 (74), №3. - С. 65-74.3. Putilin S.I. Some features of the dynamics of super-cavitating models // Applied Hydromechanics. 2000, T. 2 (74), No. 3. - S. 65-74.

4. Власенко Ю.Д. Экспериментальные исследования суперкавитационных режимов обтекания самоходных моделей // Прикладная гидромеханика. 2000, Т. 2 (74), №3. - С.26-39.4. Vlasenko Yu.D. Experimental studies of supercavitation modes of flow around self-propelled models // Applied Hydromechanics. 2000, T. 2 (74), No. 3. - S. 26-39.

5. Patent US №3205846, МПК F42B 19/12. Torpedo body form and gas layer control / Thomas G. Lang. - Опубл. 14.09.1965.5. Patent US No. 3205846, IPC F42B 19/12. Torpedo body form and gas layer control / Thomas G. Lang. - Publ. 09/14/1965.

6. Patent US №3008413, МПК F42B 19/26, F42B 19/00. High speed missile / G.E. Knausenberger. - Опубл. 14.11.1961.6. Patent US No. 3008413, IPC F42B 19/26, F42B 19/00. High speed missile / G.E. Knausenberger. - Publ. 11/14/1961.

7. Логвинович Г.В. Гидродинамика течений со свободными границами. - Киев: Наукова думка, 1969. - 215 с. 7. Logvinovich G.V. Hydrodynamics of flows with free boundaries. - Kiev: Naukova Dumka, 1969 .-- 215 p.

8. Фахрутдинов И.Х., Котельников А.В. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива - М.: Машиностроение, 1987. - 328 с. 8. Fakhrutdinov I.Kh., Kotelnikov A.V. Design and engineering of solid propellant rocket engines - M.: Mechanical Engineering, 1987. - 328 p.

9. Шишков А.А., Панин С.Д., Румянцев Б.В. Рабочие процессы в ракетных двигателях твердого топлива: Справочник. - М.: Машиностроение, 1988. - 240 с. 9. Shishkov A.A., Panin S.D., Rumyantsev B.V. Workflows in solid propellant rocket engines: A Handbook. - M.: Mechanical Engineering, 1988 .-- 240 p.

10. Савченко Ю.Н., Зверховский А.Н. Методика проведения экспериментов по высокоскоростному движению инерционных моделей в воде в режиме суперкавитации // Прикладная гидромеханика. 2009, Т. 11, №4. - С. 69-75.10. Savchenko Yu.N., Zverkhovsky A.N. The methodology of experiments on the high-speed motion of inertial models in water in the supercavitation mode // Applied hydromechanics. 2009, T. 11, No. 4. - S. 69-75.

11. Бабичев А.П., Бабушкина Н.А., Братковский A.M. Физические величины: Справочник [и др.]; под ред. И.С. Мейхилова. - М.: Энергоатомиздат, 1991.- 1232 с. 11. Babichev A.P., Babushkina N.A., Bratkovsky A.M. Physical quantities: Reference [et al.]; under the editorship of I.S. Meikhilova. - M .: Energoatomizdat, 1991 .-- 1232 p.

12. Справочник машиностроителя в 6-ти томах. Под ред. С.В. Серенсена. - М.: ГНТИ Машиностроительной литературы, Т. 3, 1955. - 563 с. 12. Directory of machine builder in 6 volumes. Ed. S.V. Serensen. - M.: GNTI Engineering Literature, T. 3, 1955. - 563 p.

Claims (29)

1. Снаряд для стрельбы в водной среде, содержащий корпус, в котором размещен реактивный двигатель с центральным соплом, баллистический наконечник, выполненный в виде усеченного конуса, и кольцевое сопло для вдува газа в водную среду, отличающийся тем, что в качестве реактивного двигателя используется ракетный двигатель твердого топлива, заряд твердого топлива имеет сквозной осевой канал звездообразного сечения, в дозвуковой части центрального сопла расположен воспламенитель, выполненный с возможностью задержки зажигания твердого топлива, в головной части корпуса выполнено цилиндрическое углубление, в котором с зазором, сопряженным с внутренней образующей цилиндрического углубления, установлен баллистический наконечник, по оси баллистического наконечника выполнен сквозной канал, сообщающийся с каналом заряда твердого топлива и имеющий сужение в головной части баллистического наконечника, кольцевой зазор между баллистическим наконечником и цилиндрическим углублением соединен не менее чем тремя симметрично расположенными радиальными каналами со сквозным каналом баллистического наконечника и образует кольцевое сопло, выполненное с возможностью вдува в водную среду продуктов сгорания заряда твердого топлива под углом к продольной оси снаряда в направлении его кормовой части, а в сужении сквозного канала баллистического наконечника плотно установлена цилиндрическая пробка с возможностью ее вылета под действием давления продуктов сгорания заряда твердого топлива, при этом давление продуктов сгорания в осевом канале твердого топлива, площадь критического сечения центрального реактивного сопла, площади поперечного сечения сужения сквозного канала баллистического наконечника и кольцевого зазора, суммарная площадь поперечного сечения радиальных каналов, время задержки зажигания заряда твердого топлива и угол вдува продуктов сгорания через кольцевое сопло определяются соотношениями1. A projectile for firing in an aqueous medium, comprising a housing in which a jet engine with a central nozzle is located, a ballistic tip made in the form of a truncated cone, and an annular nozzle for injecting gas into an aqueous medium, characterized in that a rocket engine is used solid fuel engine, the charge of solid fuel has a through axial channel of a star-shaped cross-section; in the subsonic part of the central nozzle there is an igniter configured to delay the ignition of solid fuel VA, a cylindrical recess is made in the head of the housing, in which a ballistic tip is installed with a gap conjugate with the inner generatrix of the cylindrical recess, a through channel is made along the axis of the ballistic tip, communicating with the solid fuel charge channel and having a narrowing in the head of the ballistic tip, an annular the gap between the ballistic tip and the cylindrical recess is connected by at least three symmetrically located radial channels with a through channel a ballistic tip and forms an annular nozzle that is capable of injecting into the aqueous medium the products of combustion of the charge of solid fuel at an angle to the longitudinal axis of the projectile in the direction of its aft, and in the narrowing of the through channel of the ballistic tip, a cylindrical tube is tightly mounted with the possibility of its release under the action of product pressure combustion of the charge of solid fuel, while the pressure of the combustion products in the axial channel of the solid fuel, the critical cross-sectional area of the central jet and, the cross-sectional constriction ballistic tip through channel and the annular gap, the total cross-sectional area of radial passages, the delay time of ignition of the charge of solid fuel and combustion products corner blowing through the annular nozzle defined by the relations
Figure 00000040
Figure 00000040
Figure 00000041
Figure 00000041
Figure 00000042
Figure 00000042
 где pк - давление продуктов сгорания в осевом канале твердого топлива;where p to - the pressure of the combustion products in the axial channel of solid fuel; ρ - плотность воды;ρ is the density of water; V* = 100 м/с - скорость снаряда в момент зажигания заряда твердого топлива;V * = 100 m / s - the velocity of the projectile at the time of ignition of the charge of solid fuel; k - показатель адиабаты продуктов сгорания твердого топлива;k is the adiabatic exponent of the solid fuel combustion products; Sкр - площадь критического сечения центрального реактивного сопла;S cr - the critical section area of the Central jet nozzle; ρm - плотность твердого топлива;ρ m is the density of solid fuel; Sm - площадь поверхности горения заряда твердого топлива;S m - surface area of the combustion of a charge of solid fuel; p1 - атмосферное давление;p 1 - atmospheric pressure; u1 - скорость горения твердого топлива при атмосферном давлении р1;u 1 is the burning rate of solid fuel at atmospheric pressure p 1 ; ν - показатель в степенном законе скорости горения твердого топлива;ν - exponent in the power law of the burning rate of solid fuel; R - газовая постоянная продуктов сгорания твердого топлива;R is the gas constant of the combustion products of solid fuels; Тp - температура горения твердого топлива;T p is the combustion temperature of solid fuel; ϕ - коэффициент расхода сопла;ϕ - nozzle flow coefficient;
Figure 00000043
- функция показателя адиабаты;
Figure 00000043
- function of the adiabatic exponent; Sрк - суммарная площадь поперечного сечения радиальных каналов;S pk - the total cross-sectional area of the radial channels; Sн - площадь поперечного сечения сужения сквозного канала баллистического наконечника;S n - the cross-sectional area of the narrowing of the through channel of the ballistic tip; Sкс - площадь поперечного сечения кольцевого зазора;S cc is the cross-sectional area of the annular gap; tign - время задержки зажигания заряда твердого топлива;t ign is the ignition delay time of the solid fuel charge; m0 - начальная масса снаряда;m 0 is the initial mass of the projectile; Сx = 0.82 - коэффициент сопротивления;C x = 0.82 is the resistance coefficient; V0 - начальная (дульная) скорость снаряда;V 0 - the initial (muzzle) velocity of the projectile; Sк - площадь поперечного сечения кавитатора;S to - the cross-sectional area of the cavitator; β - угол вдува продуктов сгорания через кольцевое сопло.β is the angle of injection of the combustion products through the annular nozzle. 2. Снаряд по п.1, отличающийся тем, что баллистический наконечник выполнен из металла с высокой плотностью.2. The projectile according to claim 1, characterized in that the ballistic tip is made of metal with high density. 3. Снаряд по п.1, отличающийся тем, что торцевые поверхности заряда твердого топлива покрыты бронирующим составом, предотвращающим их горение.3. The projectile according to claim 1, characterized in that the end surfaces of the charge of solid fuel are coated with an armor compound that prevents their burning.
RU2017135869A 2017-10-09 2017-10-09 Projectile for shooting in aquatic environment RU2677506C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017135869A RU2677506C1 (en) 2017-10-09 2017-10-09 Projectile for shooting in aquatic environment

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017135869A RU2677506C1 (en) 2017-10-09 2017-10-09 Projectile for shooting in aquatic environment

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2677506C1 true RU2677506C1 (en) 2019-01-17

Family

ID=65025054

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017135869A RU2677506C1 (en) 2017-10-09 2017-10-09 Projectile for shooting in aquatic environment

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2677506C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU200119U1 (en) * 2019-11-27 2020-10-07 Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский Томский государственный университет" (НИ ТГУ) SUPERCAVITATING MEDIUM CALIBER
CN114087932A (en) * 2021-09-03 2022-02-25 南京理工大学 Underwater three-dimensional trajectory fitting method based on Kalman filtering and trajectory equation fusion

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3205846A (en) * 1964-01-07 1965-09-14 Thomas G Lang Torpedo body form and gas layer control
RU2152529C1 (en) * 1999-03-29 2000-07-10 Государственное унитарное предприятие Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" Solid-propellant rocket engine
RU2168648C1 (en) * 2000-03-03 2001-06-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Пермский завод имени С.М. Кирова" Ballistite solid propellant rocket engine
RU2248458C1 (en) * 2003-06-24 2005-03-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" Solid-propellant rocket engine
RU2374599C2 (en) * 2007-12-29 2009-11-27 Николай Дмитриевич Дронов-Дувалджи Method for throwing of axisymmetric ogive projectile from rifled barrel of arm with pressure of powder gases in underwater and air medium and device for its realisation
RU2427791C1 (en) * 2010-04-02 2011-08-27 Геннадий Сергеевич Полубесов Bullet with freon to be thrown in underwater and air media

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3205846A (en) * 1964-01-07 1965-09-14 Thomas G Lang Torpedo body form and gas layer control
RU2152529C1 (en) * 1999-03-29 2000-07-10 Государственное унитарное предприятие Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" Solid-propellant rocket engine
RU2168648C1 (en) * 2000-03-03 2001-06-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Пермский завод имени С.М. Кирова" Ballistite solid propellant rocket engine
RU2248458C1 (en) * 2003-06-24 2005-03-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" Solid-propellant rocket engine
RU2374599C2 (en) * 2007-12-29 2009-11-27 Николай Дмитриевич Дронов-Дувалджи Method for throwing of axisymmetric ogive projectile from rifled barrel of arm with pressure of powder gases in underwater and air medium and device for its realisation
RU2427791C1 (en) * 2010-04-02 2011-08-27 Геннадий Сергеевич Полубесов Bullet with freon to be thrown in underwater and air media

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU200119U1 (en) * 2019-11-27 2020-10-07 Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский Томский государственный университет" (НИ ТГУ) SUPERCAVITATING MEDIUM CALIBER
CN114087932A (en) * 2021-09-03 2022-02-25 南京理工大学 Underwater three-dimensional trajectory fitting method based on Kalman filtering and trajectory equation fusion
CN114087932B (en) * 2021-09-03 2023-09-01 南京理工大学 Kalman filtering and ballistic equation fusion-based three-dimensional ballistic fitting method in water

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7347146B1 (en) Supercavitating projectile with propulsion and ventilation jet
AU683799B2 (en) Aerodynamically stabilized projectile system for use against underwater objects
US6405653B1 (en) Supercavitating underwater projectile
MX2011004500A (en) Wad with ignition chamber.
KR101597632B1 (en) Ultra high speed guided torpedo
US3349708A (en) Rocket projectile
US4539911A (en) Projectile
US9482499B1 (en) Explosively formed projectile (EFP) with cavitation pin
US2500117A (en) Rocket projectile
US2524591A (en) Rocket projectile
RU2677506C1 (en) Projectile for shooting in aquatic environment
RU2525352C1 (en) Round for grenade launcher
US10928168B2 (en) Noise control system and method for small caliber ammunition
CN101113882A (en) Bomb body structure capable of reducing shock wave drag of bomb body and method thereof
US2941469A (en) Projectile construction
US11655055B2 (en) System and method for aerodynamic drag reduction in airborne systems and vehicles
RU138948U1 (en) AMMUNITION &#34;SMERCH&#34; FOR FIRING WEAPONS
RU2295695C2 (en) Artillery round
RU2492411C1 (en) Cartridge for imitation of false target
RU2647256C1 (en) Method of increasing the distance of the rocket-propelled grenade
Arkhipov et al. Optimization of construction of a shell for launcher in the water medium in the supercavitation regime
RU2374599C2 (en) Method for throwing of axisymmetric ogive projectile from rifled barrel of arm with pressure of powder gases in underwater and air medium and device for its realisation
RU2318175C2 (en) Cartridge of small arms for underwater firing
RU2569989C1 (en) Solid fuel rocket engine
RU2117235C1 (en) Pulse rocket projectile