RU2682418C1 - Missile with air-jet engine - Google Patents
Missile with air-jet engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2682418C1 RU2682418C1 RU2017143563A RU2017143563A RU2682418C1 RU 2682418 C1 RU2682418 C1 RU 2682418C1 RU 2017143563 A RU2017143563 A RU 2017143563A RU 2017143563 A RU2017143563 A RU 2017143563A RU 2682418 C1 RU2682418 C1 RU 2682418C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- shell
- pylons
- gas generator
- thickness
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B12/00—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material
-
- 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
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетам с воздушно-реактивным двигателем.The invention relates to the field of rocketry, and in particular to rockets with a jet engine.
Одним из направлений повышения эффективности ракетного вооружения является разработка ракет с увеличенной дальностью полета.One of the ways to increase the effectiveness of missile weapons is the development of missiles with an increased flight range.
Увеличение дальности полета возможно обеспечить применением комбинированных двигательных установок, а именно сочетанием стартового твердотопливного (РДТТ) и маршевого воздушно-реактивного двигателя (ВРД). Совершенствование указанных ракет идет в направлении поиска рациональных конструктивных решений, обеспечивающих повышение надежности функционирования ВРД, получение требуемых аэробаллистических характеристик, уменьшение разброса внутрибаллистических характеристик (ВБХ) в камере сгорания ВРД.The increase in flight range can be achieved by using combined propulsion systems, namely, a combination of a starting solid propellant (RDTT) and a marching jet engine (WFD). The improvement of these missiles is in the direction of searching for rational design solutions that increase the reliability of the WFD, obtain the required aeroballistic characteristics, reduce the spread of ballistic characteristics (VBH) in the combustion chamber of the WFD.
Объект изобретения представляет собой ракету с ВРД с увеличенным временем его работы и, как следствие, увеличенной дальностью полета ракеты, повышенной надежностью функционирования, улучшенными характеристиками точности.The object of the invention is a rocket with a WFD with an increased time of its operation and, as a consequence, an increased flight range of the rocket, increased reliability, improved accuracy characteristics.
Известна ракета с воздушно-реактивной силовой установкой по патенту США №5853143, нац. кл. 244-3.21, МПК F42B, опубликован 29.12.1998 г., содержащая лобовое воздухозаборное устройство (ВЗУ), механизм подачи топлива, камеру сгорания с соплом, стабилизатор с плоскими лопастями. Воздухозаборное устройство представляет собой набор индивидуальных ВЗУ, включающих наружные обечайки и расположенных вокруг центрального тела.Known rocket with an air-reactive power plant according to US patent No. 5853143, nat. class 244-3.21, IPC F42B, published December 29, 1998, containing a frontal air intake device (VZU), a fuel supply mechanism, a combustion chamber with a nozzle, a stabilizer with flat blades. The air intake device is a set of individual OVC, including the outer shell and located around the Central body.
Приведенная конструкция ВЗУ ограничивает поступление воздуха в камеру сгорания, применима для узкого класса ракет с определенной скоростью полета и с конкретным видом топлива (например, жидкостного).The above design of the VZU limits the flow of air into the combustion chamber, applicable for a narrow class of missiles with a certain flight speed and with a specific type of fuel (for example, liquid).
При скорости полета указанной ракеты, отличной от расчетной, уменьшается тяга двигателя и дальность полета.When the flight speed of the indicated rocket is different from the calculated one, the engine thrust and range are reduced.
Кроме того, в приведенной конструкции ракеты с ВРД не обеспечивается однородность продуктов сгорания, появляется разброс ВБХ и тяги двигателя, возможна аэродинамическая и газодинамическая асимметрия из-за неодновременной и различной работы ВРД, что при залповой стрельбе приводит к ухудшению кучности и точности.In addition, the homogeneous combustion products are not ensured in the given design of a rocket with an air-breathing propulsion, there is a dispersion of the VBH and engine thrust, aerodynamic and gas-dynamic asymmetries are possible due to the simultaneous and different operation of the air-propelled propulsion, which leads to a deterioration in accuracy and accuracy during volley fire.
Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией ракеты с воздушно-реактивным двигателем являются наличие в составе аналога воздухозаборного устройства, включающего центральное тело, камеры сгорания, стабилизатора с лопастями.Common signs with the design of a rocket with an air-jet engine proposed by the authors are the presence of an analogue of an air intake device, which includes a central body, a combustion chamber, and a stabilizer with blades.
Известна конструкция активно-реактивного снаряда с ВРД, расположенным в его передней части (Сорокин В.А., Яновский Л.С., и др. «Ракетно-прямоточные двигатели на твердых и пастообразных топливах», Наука, М., 2010 г., с. 31.) содержащего лобовое ВЗУ, включающее центральное тело и обечайку, камеру сгорания, газогенератор.The design of an active-rocket projectile with an air-breathing propulsion device located in its front part is known (Sorokin V.A., Yanovsky L.S., et al. "Rocket-direct-flow engines using solid and paste-like fuels", Nauka, M., 2010 , p. 31.) containing the frontal VZU, including the central body and the shell, the combustion chamber, a gas generator.
Наличие в конструкции ВРД лобового ВЗУ, обладающего профилированным центральным телом, позволяет решить задачу подвода необходимого количества воздуха с меньшими потерями энергии потока, что положительно сказывается на процессе перемешивания топливной смеси с воздухом в камере сгорания. Стабилизация в полете указанного снаряда обеспечивается гироскопическим эффектом за счет большой угловой скорости вращения. Приведенный артиллерийский снаряд характеризуется небольшой дальностью стрельбы, а, следовательно, небольшой скоростью и продолжительностью полета.The presence in the design of the WFD of a frontal VZU with a profiled central body allows us to solve the problem of supplying the required amount of air with less loss of flow energy, which positively affects the process of mixing the fuel mixture with air in the combustion chamber. The stabilization in flight of the specified projectile is provided by the gyroscopic effect due to the large angular velocity of rotation. The given artillery shell is characterized by a small firing range, and, therefore, a small speed and duration of flight.
При проектировании ракет и снарядов с ВРД увеличенной дальности большое значение имеет стабильность ВБХ в камере сгорания в течение большого времени полета, жесткость и стойкость элементов конструкции в условиях воздействия на ее элементы высоких температур (до 2500°K, см. книгу: В.Н. Александров, В.М. Быцкевич и др. Интегральные прямоточные воздушно-реактивные двигатели на твердых топливах. Основы теории и расчета - М.: ИКЦ «Академкнига», 2006 г., с. 39) и кинетической энергии твердых частиц топливной смеси.When designing missiles and shells with long-range air-launched propulsion systems, the stability of the VBH in the combustion chamber over a long flight time, the stiffness and resistance of structural elements under the influence of high temperature elements (up to 2500 ° K, see book: V.N. Aleksandrov, VM Bytskevich, etc. Integrated ramjet engines for solid fuels. Fundamentals of theory and calculation - M.: IKK Akademkniga, 2006, p. 39) and the kinetic energy of solid particles of the fuel mixture.
Общими признаками указанного известного аналога с техническим решением, предлагаемым авторами, является наличие лобового воздухозаборного устройства, включающего центральное тело и обечайку, камеры сгорания, газогенератора.The common features of this known analogue with the technical solution proposed by the authors is the presence of a frontal air intake device including a central body and a shell, a combustion chamber, a gas generator.
Известна также конструкция ракеты «Холод» (В. Коровин. Ракеты «Факела», Москва, 2003 г., 198 с.). Ракета содержит лобовое ВЗУ, включающее центральное тело и обечайку, газогенератор, камеру сгорания, стартовый РДТТ, головную часть, стабилизатор с плоскими лопастями, жестко закрепленными на корпусе ракеты.Also known is the design of the Cold missile (V. Korovin. The Fakel missile, Moscow, 2003, 198.). The rocket contains a frontal VZU, including a central body and a shell, a gas generator, a combustion chamber, a starting solid propellant rocket engine, a head part, a stabilizer with flat blades rigidly fixed to the rocket body.
Комбинированная силовая установка ракеты, включающая стартовый РДТТ, маршевый ВРД, обеспечивает увеличение дальности полета. Стартовые двигатели расположены на боковой поверхности корпуса ракеты и обеспечивают получение скорости полета, необходимой для запуска маршевого ВРД. Возможно варьирование временем запуска каждого стартового двигателя, временем полета на заданных режимах что в совокупности с измерительной аппаратурой в головной части позволяет использовать ее в качестве исследовательской лаборатории.The combined power plant of the rocket, including the starting solid propellant rocket propulsion, marching WFD, provides an increase in flight range. Starting engines are located on the side surface of the rocket hull and provide the flight speed necessary to launch the marching WFM. It is possible to vary the starting time of each starting engine, the flight time in predetermined modes, which, in combination with the measuring equipment in the head part, allows it to be used as a research laboratory.
Однако, использовать приведенную конструкцию ракеты с ВРД при стрельбе из трубчатой направляющей, что характерно для реактивных систем залпового огня, не представляется возможным.However, it is not possible to use the given design of a rocket with a WFD when firing from a tubular guide, which is typical for multiple launch rocket systems.
Наиболее близкой по технической сути и достигаемому эффекту является ракета с воздушно-реактивным двигателем по патенту №2585211 РФ, МПК F42B 12/46, принятая авторами за прототип. Ракета содержит лобовое воздухозаборное устройство, включающее центральное тело и обечайку, камеру сгорания, газогенератор, стартовый двигатель твердого топлива, стабилизатор с раскрывающимися дугообразными лопастями. Обечайка в передней части камеры сгорания закреплена на центральном теле посредством продольных пилонов, передние кромки которых выполнены с симметричным заострением с углом 10°…30° и удалены от минимального проходного сечения ВЗУ на определенное оптимальное расстояние, указанное в описании к патенту. Определено оптимальное соотношение площади проходного сечения ВЗУ и площади миделевого сечения ракеты. За счет разработанной конструкции обеспечивается равномерное перемешивание воздушного потока с топливной смесью, уменьшаются энергетические потери и сопротивление тракта ВРД.The closest in technical essence and the achieved effect is a rocket with an air-jet engine according to the patent No. 2585211 of the Russian Federation, IPC F42B 12/46, adopted by the authors as a prototype. The rocket contains a frontal air intake device including a central body and a shell, a combustion chamber, a gas generator, a solid fuel starting engine, a stabilizer with opening arcuate blades. The shell in front of the combustion chamber is mounted on the central body by means of longitudinal pylons, the front edges of which are made with symmetrical tapering with an angle of 10 ° ... 30 ° and are removed from the minimum passage section of the HEI at a certain optimal distance specified in the description of the patent. The optimal ratio of the passage area of the VZU and the area of the mid-section of the rocket is determined. Due to the developed design, uniform mixing of the air flow with the fuel mixture is ensured, energy losses and the resistance of the WFD tract are reduced.
Применение стабилизатора с раскрывающимися дугообразными лопастями, геометрические параметры которого находятся во взаимосвязи с параметрами ВЗУ, обеспечивает оптимальное изменение запаса статической устойчивости и стабилизирующего момента ракеты от времени полета, требуемое вращение ракеты при минимальных углах установки лопастей к продольной оси. Все это приводит к увеличению дальности полета, повышению надежности функционирования.The use of a stabilizer with expanding arcuate blades, the geometrical parameters of which are interconnected with the parameters of the VZU, provides an optimal change in the margin of static stability and stabilizing moment of the rocket from the flight time, the required rotation of the rocket with minimal angles of installation of the blades to the longitudinal axis. All this leads to an increase in flight range, increase the reliability of operation.
Дальнейшее совершенствование ракет с ВРД в части увеличения времени работы маршевого двигателя и дальности полета приводит к необходимости поиска технических решений, позволяющих повысить надежность длительной работы элементов конструкции ВРД в условиях воздействия не только высоких температур в камере сгорания, повысить жесткость и стойкость элементов ВЗУ, но и при воздействии на них кинетической энергии твердых частиц топливной смеси, обеспечить получение минимального разброса ВБХ ВРД и аэробаллистических характеристик ракеты.Further improvement of rockets with an air-propelled wing in terms of increasing the operating time of the mid-flight engine and flight range leads to the need to search for technical solutions to increase the reliability of the long-term operation of the structural elements of the air-propelled rocket under conditions of exposure not only to high temperatures in the combustion chamber, to increase the stiffness and resistance of the elements of the anti-aircraft engine, but when exposed to the kinetic energy of solid particles of the fuel mixture, to ensure the minimum dispersion of the VBH WFD and aeroballistic characteristics of the rocket.
Общими признаками с предлагаемой ракетой с ВРД является наличие в прототипе лобового ВЗУ, включающего центральное тело и обечайку, камеры сгорания, газогенератора, стартового двигателя твердого топлива, стабилизатора с раскрывающимися дугообразными лопастями.Common signs with the proposed rocket with the WFD is the presence in the prototype of a frontal VZU, including the central body and the shell, a combustion chamber, a gas generator, a solid fuel starting engine, a stabilizer with expanding arcuate blades.
В отличие от прототипа в предлагаемой ракете с воздушно-реактивным двигателем задняя часть обечайки соединена с газогенератором посредством продольных пилонов в количестве 3…6, снабженных теплозащитным покрытием, передние кромки которых выполнены с затуплением в виде полусферы радиусом, равным 0,5 толщины передней части пилона, и толщина пилонов составляет 1,0…1,5 толщины обечайки, наружная поверхность газогенератора в месте соединения с пилонами выполнена конической с углом полураствора 15°…25°, а длина обечайки воздухозаборного устройства равна 3…6 калибрам ракеты.Unlike the prototype, in the proposed rocket with an air-jet engine, the rear part of the shell is connected to the gas generator by means of longitudinal pylons in the amount of 3 ... 6, equipped with a heat-shielding coating, the front edges of which are made with a blunt hemisphere with a radius equal to 0.5 of the thickness of the front part of the pylon and the thickness of the pylons is 1.0 ... 1.5 of the shell thickness, the outer surface of the gas generator at the junction with the pylons is conical with a half-angle of 15 ° ... 25 °, and the length of the shell of the air intake Twa is 3 ... 6 caliber rockets.
Это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.This allows us to conclude that there is a causal relationship between the totality of the essential features of the claimed technical solution and the achieved technical result.
Указанные признаки, отличительные от прототипа, и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой защиты, во всех случаях достаточны.These signs, distinguishing from the prototype, and to which the requested amount of legal protection applies, in all cases are sufficient.
Задачей предлагаемого изобретения является увеличение дальности полета ракеты за счет увеличения времени работы ВРД, улучшение характеристик точности за счет уменьшения разброса ВБХ в камере сгорания ВРД и обеспечения заданных аэробаллистических характеристик, повышение надежности функционирования ВРД за счет повышения жесткости крепления обечайки с газогенератором, исключения разрушения камеры сгорания кинетической энергией твердых частиц топливной смеси.The objective of the invention is to increase the flight range of the rocket by increasing the operating time of the WFD, improving the accuracy characteristics by reducing the dispersion of the VBH in the combustion chamber of the WFD and providing the specified aeroballistic characteristics, increasing the reliability of the functioning of the WFD by increasing the rigidity of the fastening of the shell with the gas generator, eliminating the destruction of the combustion chamber kinetic energy of solid particles of the fuel mixture.
Указанный технический результат достигается тем, что в ракете с воздушно реактивным двигателем, содержащей лобовое ВЗУ, включающее центральное тело и обечайку, камеру сгорания, газогенератор, стартовый двигатель, стабилизатор с раскрывающимися дугообразными лопастями, согласно изобретению задняя часть обечайки соединена с газогенератором посредством продольных пилонов в количестве 3…6, снабженных теплозащитным покрытием, передние кромки которых выполнены с затуплением в виде полусферы радиусом, равным 0,5 толщины передней части пилона, и толщина пилонов составляет 1,0…1,5 толщины обечайки, наружная поверхность газогенератора в месте соединения с пилонами выполнена конической с углом полураствора 15°…25°, а длина обечайки воздухозаборного устройства равна 3…6 калибрам ракеты.The specified technical result is achieved in that in a rocket with an air-jet engine containing a frontal VZU, including a central body and a shell, a combustion chamber, a gas generator, a starting engine, a stabilizer with expanding arcuate blades, according to the invention, the rear part of the shell is connected to the gas generator by means of longitudinal pylons in 3 ... 6, equipped with a heat-shielding coating, the front edges of which are made with blunting in the form of a hemisphere with a radius equal to 0.5 of the thickness of the front of the saw a, and the thickness of pylons is 1.0 ... 1.5 shell thickness, the outer surface of the gas generator at the junction with the pylon is formed with a conical half-angle of 15 ° ... 25 °, and the sleeve length is equal to the
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между параметрами заявляемой ракеты с воздушно-реактивным двигателем позволили, в частности, за счет:A new set of structural elements, as well as the presence of connections between the parameters of the claimed rocket with an air-jet engine, allowed, in particular, due to:
- соединения задней части обечайки с газогенератором посредством продольных пилонов в количестве 3…6, снабженных теплозащитным покрытием, передние кромки которых выполнены с затуплением в виде полусферы радиусом, равным 0,5 толщины передней части пилона, и толщиной пилонов равной 1,0…1,5 толщины обечайки - обеспечить повышение жесткости конструкции, надежности работы и увеличить время работы ВРД в условиях воздействия высокой температуры газовой смеси в камере сгорания и кинетической энергии твердых частиц. Выполнение толщины пилонов менее 1,0 толщины обечайки приводит к снижению жесткости конструкции, оплавлению и искривлению передних кромок, снижению надежности работы ВЗУ в условиях высоких температур газовой смеси. Увеличение толщины пилонов свыше 1,5 толщины обечайки проводит к увеличению сопротивления тракта ВРД и ракеты в целом. Выполнение продольных пилонов менее 3 также не обеспечивает жесткости конструкции, более 6 увеличивает сопротивление ВРД. Увеличение радиуса притупления более 0,5 толщины передней части пилона приводит к росту сопротивления ВЗУ и ракеты в целом после окончания работы ВРД;- connection of the rear part of the shell with the gas generator by means of longitudinal pylons in the amount of 3 ... 6, equipped with a heat-shielding coating, the front edges of which are made with blunting in the form of a hemisphere with a radius equal to 0.5 of the thickness of the front of the pylon, and the thickness of the pylons equal to 1.0 ... 1, 5 shell thickness - to provide increased structural rigidity, reliability and increase the operating time of the WFD under the influence of high temperature of the gas mixture in the combustion chamber and the kinetic energy of solid particles. The implementation of the thickness of the pylons less than 1.0 of the shell thickness leads to a decrease in structural rigidity, flashing and curvature of the leading edges, reduce the reliability of the VZU at high temperatures of the gas mixture. An increase in the thickness of the pylons over 1.5 shell thickness leads to an increase in the resistance of the WFD path and the rocket as a whole. The implementation of longitudinal pylons less than 3 also does not provide structural rigidity, more than 6 increases the resistance of the WFD. An increase in the blunting radius of more than 0.5 of the thickness of the front of the pylon leads to an increase in the resistance of the VZU and the rocket as a whole after the end of the WFD;
- выполнения наружной поверхности газогенератора в месте соединения с пилонами конической с углом полураствора 15°…25° - обеспечить требуемые характеристики тяги ВРД при минимальном сопротивлении ракеты. Увеличение угла полураствора конуса свыше 25° приводит к уменьшению тяги ВРД, увеличению сопротивления ракеты и уменьшению дальности полета. Выполнение угла полураствора конуса менее 15° приводит к увеличению габаритов ракеты и при заданной ее длине к необходимости сокращения составных частей ракеты, от которых зависит дальность и ее боевая эффективность;- execution of the outer surface of the gas generator at the junction with the conical pylons with a half-angle of 15 ° ... 25 ° - to provide the required thrust characteristics of the engine with the minimum rocket resistance. An increase in the half-angle of the cone over 25 ° leads to a decrease in the thrust of the WFD, an increase in the resistance of the rocket and a decrease in the flight range. Fulfillment of the half-angle of the cone of less than 15 ° leads to an increase in the dimensions of the rocket and, given its length, to the need to reduce the components of the rocket, on which the range and its combat effectiveness depend;
- выполнения длины обечайки в пределах 3…6 калибров ракеты - обеспечить стабильность ВБХ в камере сгорания ВРД, повысить точность и кучность стрельбы. При длине обечайки менее 3 калибра ракеты не обеспечивается полнота сгорания топливно-воздушной смеси, уменьшаются энергетические характеристики ВРД. Выполнение длины обечайки свыше 6 калибров ракеты хотя и приводит к увеличению длины камеры сгорания и некоторому увеличению полноты сгорания топливной смеси, но при этом увеличивается длина ракеты, что также приводит к необходимости сокращения составных ее частей при заданной общей длине. При уменьшении стартового двигателя уменьшается дальность полета, уменьшение длины головной части приводит к снижению боевой эффективности.- execution of the shell length within 3 ... 6 rocket calibers - to ensure stability of the VBH in the combustion chamber of the WFD, to increase the accuracy and accuracy of fire. With a shell length of less than 3 caliber rockets, the completeness of combustion of the fuel-air mixture is not ensured, and the energy characteristics of the WFD are reduced. Performing a shell length of more than 6 rocket calibers, although it leads to an increase in the length of the combustion chamber and a slight increase in the completeness of combustion of the fuel mixture, it also increases the length of the rocket, which also leads to the need to reduce its constituent parts for a given total length. With a decrease in the starting engine, the flight range decreases, a decrease in the length of the warhead leads to a decrease in combat effectiveness.
Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг. 1 показан общий вид ракеты с воздушно-реактивным двигателем.The invention is illustrated in the drawing, where in FIG. 1 shows a general view of a rocket with a jet engine.
Ракета с воздушно-реактивным двигателем состоит из ВЗУ 1, включающего центральное тело 2 и обечайку 3, камеры сгорания 4, продольных пилонов 5 с теплозащитным покрытием 6, расположенных в задней части камеры сгорания 4, газогенератора 7, стартового двигателя 8, стабилизатора 9 с раскрывающимися дугообразными лопастями 10.A rocket with an air-jet engine consists of a VZU 1, including a
Задняя часть обечайки 3 соединена с газогенератором 7 посредством продольных пилонов 5 в количестве 3…6, передние кромки которых выполнены с затуплением в виде полусферы радиусом R, равным 0,5 толщины t2 передней части пилона 5.The rear part of the
Толщина t2 пилонов 5 составляет 1,0…1,5 толщины t1 обечайки, а наружная поверхность газогенератора в месте соединения с продольными пилонами выполнена конической с углом α полураствора 15°…25°.The thickness t 2 of the pylons 5 is 1.0 ... 1.5 of the thickness t 1 of the shell, and the outer surface of the gas generator at the junction with the longitudinal pylons is conical with an angle α of half-solution of 15 ° ... 25 °.
Длина обечайки 3 составляет 3…6 калибра d ракеты.The length of the
Лопасти 10 стабилизатора 9 выполнены дугообразными и установлены под определенным углом к продольной оси ракеты.The
Предлагаемая ракета с воздушно-реактивным двигателем работает следующим образом.The proposed rocket with an jet engine works as follows.
При запуске ракеты сначала включают стартовый РДТТ 8, после вылета ее из трубчатой направляющей раскрываются дугообразные лопасти 10 стабилизатора 9 и она совершает устойчивый полет, вращаясь при этом вокруг продольной оси. Начинает функционировать ВЗУ 1 и воздух через кольцевой зазор между центральным телом 2 и обечайкой 3 поступает в камеру сгорания 4. После достижения заданной скорости полета включают маршевый ВРД и газовый поток топлива подают через отверстия из газогенератора 7 в камеру сгорания 4. Продольные пилоны 5 обеспечивают повышение жесткости конструкции ВЗУ 1 и надежность работы ВРД в условиях воздействия высокой температуры газовой смеси в камере сгорания 4 и кинетической энергии твердых частиц, увеличивается время работы ВРД и дальность полета ракеты.When the rocket is launched, the starting solid propellant rocket is first switched on, 8, after it leaves the tubular guide, the
Происходит сгорание топливно-воздушной смеси, образуется тяга двигателя с заданными максимальными характеристиками и минимальным разбросом ВБХ.The combustion of the air-fuel mixture occurs, engine thrust is formed with the specified maximum characteristics and minimum spread of the VBKh.
Выполнение наружной поверхности газогенератора 7 в месте соединения с продольными пилонами 5 конической с углом полураствора 15°…25° обеспечивает требуемые тяговые характеристики ВРД при минимальном сопротивлении ракеты. Выполнение длины обечайки 3 равной 3…6 калибра d ракеты позволяет обеспечить стабильность внутрибаллистических характеристик ВРД, повышение точности стрельбы.The implementation of the outer surface of the gas generator 7 at the junction with the
За счет предлагаемой конструкции ракеты и выбора оптимальных соотношений геометрических параметров ее составных частей обеспечивается увеличение времени работы ВРД за счет повышения стойкости конструкции в условиях воздействия высоких температур продуктов сгорания и кинетической энергии твердых частиц, увеличение дальности полета ракеты, уменьшается разброс характеристик тяги ВРД, повышается надежность функционирования составных частей и ракеты в целом, улучшаются характеристики точности.Due to the proposed design of the rocket and the selection of the optimal ratios of the geometric parameters of its components, it is possible to increase the operating time of the rocket engine by increasing the stability of the structure under the influence of high temperatures of combustion products and the kinetic energy of solid particles, increasing the range of the rocket, decreasing the dispersion of the characteristics of the thrust of the rocket engine, increasing reliability the functioning of components and the rocket as a whole, accuracy characteristics are improved.
В настоящее время в соответствии с предлагаемым техническим решением разработана конструкторская документация на ракету с воздушно-реактивным двигателем, изготовлен опытный образец и проведены испытания.Currently, in accordance with the proposed technical solution, design documentation has been developed for a rocket with an air-jet engine, a prototype has been manufactured, and tests have been carried out.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017143563A RU2682418C1 (en) | 2017-12-13 | 2017-12-13 | Missile with air-jet engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017143563A RU2682418C1 (en) | 2017-12-13 | 2017-12-13 | Missile with air-jet engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2682418C1 true RU2682418C1 (en) | 2019-03-19 |
Family
ID=65805888
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017143563A RU2682418C1 (en) | 2017-12-13 | 2017-12-13 | Missile with air-jet engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2682418C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2759356C1 (en) * | 2020-07-27 | 2021-11-12 | Валерий Николаевич Сиротин | Air-to-air missile to protect hypersonic aircraft from enemy missiles |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2175726A (en) * | 1938-11-26 | 1939-10-10 | American Anode Inc | Catheter for bronchospirometry |
| RU2117907C1 (en) * | 1997-03-26 | 1998-08-20 | Научно-производственное объединение машиностроения | Winged missile |
| RU2175726C1 (en) * | 2000-05-26 | 2001-11-10 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Solid-propellant engine boost unit |
| US20060112674A1 (en) * | 2004-11-29 | 2006-06-01 | United Technologies Corporation | Semi-axisymmetric scramjet flowpath with conformal nozzle |
| RU2534838C1 (en) * | 2013-08-22 | 2014-12-10 | Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Cruise missile |
| RU2565131C1 (en) * | 2014-07-14 | 2015-10-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Ramjet engine running on solid propellant and method of its operation |
| RU2585211C1 (en) * | 2015-05-13 | 2016-05-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" | Missile with air-jet engine |
-
2017
- 2017-12-13 RU RU2017143563A patent/RU2682418C1/en active
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2175726A (en) * | 1938-11-26 | 1939-10-10 | American Anode Inc | Catheter for bronchospirometry |
| RU2117907C1 (en) * | 1997-03-26 | 1998-08-20 | Научно-производственное объединение машиностроения | Winged missile |
| RU2175726C1 (en) * | 2000-05-26 | 2001-11-10 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Solid-propellant engine boost unit |
| US20060112674A1 (en) * | 2004-11-29 | 2006-06-01 | United Technologies Corporation | Semi-axisymmetric scramjet flowpath with conformal nozzle |
| RU2534838C1 (en) * | 2013-08-22 | 2014-12-10 | Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Cruise missile |
| RU2565131C1 (en) * | 2014-07-14 | 2015-10-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Ramjet engine running on solid propellant and method of its operation |
| RU2585211C1 (en) * | 2015-05-13 | 2016-05-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" | Missile with air-jet engine |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2759356C1 (en) * | 2020-07-27 | 2021-11-12 | Валерий Николаевич Сиротин | Air-to-air missile to protect hypersonic aircraft from enemy missiles |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US2884859A (en) | Rocket projectile | |
| US4539911A (en) | Projectile | |
| RU2682418C1 (en) | Missile with air-jet engine | |
| RU2585211C1 (en) | Missile with air-jet engine | |
| JPH0886245A (en) | Scram jet test missile adapted so as to be discharged from gun | |
| CN101113882B (en) | Bomb body structure capable of reducing shock wave drag of bomb body and method thereof | |
| US3403873A (en) | Guided missile | |
| US2935946A (en) | Telescoping ram jet construction | |
| KR101609507B1 (en) | Range Extension Form Ramjet Propelled Shell | |
| Veraar et al. | The Role of the TNO-PML Free Jet Test Facility in Solid Fuel Ramjet Projectile Development | |
| RU2580376C2 (en) | Cruise missile, in particular-anti-ship missile (versions) | |
| US11655055B2 (en) | System and method for aerodynamic drag reduction in airborne systems and vehicles | |
| RU2690236C1 (en) | Supersonic rotary rocket | |
| RU2685002C2 (en) | Missile with air-jet engine | |
| RU2513326C1 (en) | Method of firing of controlled artillery projectile | |
| RU2652595C2 (en) | Anti-hail rocket | |
| RU2756195C1 (en) | Rocket projectile with a gas-dynamic stabilization system | |
| RU2125701C1 (en) | Rocket | |
| Krisnan | Solid-Fuel Ramjet Assisted Gun-Launched Projectiles: An Overview | |
| RU2795731C1 (en) | Rotating rocket projectile launched from a tubular guide | |
| Krishnan et al. | Design and control of solid-fuel ramjet for pseudovacuum trajectories | |
| RU2176068C1 (en) | Jet projectile launched from launching tube | |
| RU2546355C1 (en) | Rocket-assisted projectile | |
| RU2799263C1 (en) | Integrated direct-flow air-jet engine | |
| RU201021U1 (en) | VORTEX TYPE AFTERBURNER CHAMBER |