RU2780076C1 - Body of the rocket part - Google Patents
Body of the rocket part Download PDFInfo
- Publication number
- RU2780076C1 RU2780076C1 RU2021136456A RU2021136456A RU2780076C1 RU 2780076 C1 RU2780076 C1 RU 2780076C1 RU 2021136456 A RU2021136456 A RU 2021136456A RU 2021136456 A RU2021136456 A RU 2021136456A RU 2780076 C1 RU2780076 C1 RU 2780076C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- nozzle block
- heat
- nozzle unit
- shell
- Prior art date
Links
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims description 11
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims description 11
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000011253 protective coating Substances 0.000 abstract 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 8
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 7
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 5
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 2
- 238000005755 formation reaction Methods 0.000 description 2
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 230000001364 causal effect Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 238000011022 operating instruction Methods 0.000 description 1
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 description 1
Images
Abstract
Description
Одной из основных задач, решаемых при создании корпусных ракетных частей, является обеспечение заданных энергетических характеристик.One of the main tasks to be solved when creating hull rocket parts is to provide the specified energy characteristics.
Известная конструкция корпуса ракетной части содержит обечайку и многосопловой блок (см. боевые машины БМ-21. Техническое описание и инструкция по эксплуатации. - М.: Воениздат МО СССР 1977, с 74-75).The well-known design of the body of the missile part contains a shell and a multi-nozzle block (see combat vehicles BM-21. Technical description and operating instructions. - M .: Military Publishing House of the USSR Ministry of Defense 1977, pp. 74-75).
Задачей данного технического решения являлось обеспечение необходимых значений энергетических характеристик при использовании безметальных баллиститных топлив.The objective of this technical solution was to provide the required values of energy characteristics when using metal-free ballistic fuels.
Общим признаком с предложенным корпусом является наличие в нем обечайки и соплового блока.A common feature with the proposed housing is the presence of a shell and a nozzle block.
Однако, данная конструкция имеет недостатки, заключающиеся в том, что при использовании в ней зарядов смесевого топлива, продукты сгорания которых содержат конденсированную фазу (k-фазу), энергетический потенциал реализуется с большими потерями ввиду наличия тепловой и динамической неравновесности продуктов сгорания с обусловленной малым временем пребыванием частиц k-фазы в дозвуковом участке сопел.However, this design has the disadvantages that when using mixed fuel charges in it, the combustion products of which contain a condensed phase (k-phase), the energy potential is realized with large losses due to the presence of thermal and dynamic non-equilibrium of the combustion products due to the short time stay of particles of the k-phase in the subsonic section of the nozzles.
Наиболее близкой по технической сути к достигаемому техническому результату является корпус ракетной части, содержащий обечайку и односопловой блок большого относительного удлинения по патенту РФ 2163686, опубликованному 27.12.2014 БИ №36, принятый авторами за прототип.The closest in technical essence to the achieved technical result is the body of the missile part, containing the shell and single-nozzle block of high relative elongation according to the patent of the Russian Federation 2163686, published on December 27, 2014 BI No. 36, adopted by the authors as a prototype.
Данный корпус ракетной части работает следующим образом. При функционировании ракетной части газовая фаза и k-фаза продуктов сгорания входят в дозвуковую часть сопла и движутся по направлению к критическому сечению сопла. За счет выполнения дозвуковой части сопла достаточно большой длины происходит частичное выравнивание температур и скорости k-фазы и газовой фазы, что снижает потери удельного импульса.This body of the missile part works as follows. During the operation of the rocket part, the gas phase and the k-phase of the combustion products enter the subsonic part of the nozzle and move towards the critical section of the nozzle. Due to the execution of the subsonic part of the nozzle of a sufficiently large length, the temperatures and velocities of the k-phase and the gas phase are partially equalized, which reduces the loss of specific impulse.
Однако, как показали результаты испытаний, данная конструкция не позволяет выполнить современные требования к величинам потерь удельного импульса ввиду недостаточного снижения неравновесности потока продуктов сгорания и обеспечения догорания частиц металлического горючего в дозвуковой части сопла.However, as the test results showed, this design does not allow meeting modern requirements for the values of specific impulse losses due to insufficient reduction in the non-equilibrium of the flow of combustion products and ensuring the afterburning of metal fuel particles in the subsonic part of the nozzle.
Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) являлось создание корпуса ракетной части, позволившего несколько снизить потери удельного импульса при применении смесевых твердых топлив.Thus, the task of this technical solution (prototype) was to create a body of the rocket part, which made it possible to somewhat reduce the loss of specific impulse when using mixed solid propellants.
Общим признаком с предлагаемым устройством являляется наличие в корпусе ракетной части обечайки и односоплового блока большого относительного удлинения.A common feature with the proposed device is the presence in the body of the rocket part of the shell and single-nozzle block of large relative elongation.
В отличии от прототипа в предлагаемом корпусе ракетной части содержащей обечайку и односопловой блок большого относительного удлинения, внутри указанных элементов выполнено теплозащитное покрытие, а на входе в односопловой блок выполнены симметрично расположенные турбулизаторы в виде прямоугольных выступов теплозащитного покрытия односоплового блока шириной (0,24…0,35)d, высотой (0,055…0,07)d и длиной (0,4…0,55)d, где d - диаметр критического сечения односоплового блока.In contrast to the prototype, in the proposed body of the rocket part containing a shell and a single-nozzle block of large relative elongation, a heat-shielding coating is made inside these elements, and symmetrically located turbulators are made at the entrance to the single-nozzle block in the form of rectangular protrusions of the heat-shielding coating of a single-nozzle block with a width of (0.24 ... 0 ,35)d, height (0.055…0.07)d and length (0.4…0.55)d, where d is the diameter of the critical section of the single-nozzle block.
Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявленного технического решения и достигаемым техническим результатом.This is what allows us to conclude that there is a causal relationship between the set of essential features of the claimed technical solution and the achieved technical result.
Указанные признаки, отличительные от прототипа и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой охраны во всех случаях достаточны.The indicated features, which are different from the prototype and which are covered by the requested scope of legal protection, are sufficient in all cases.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение энергетических характеристик за счет снижения потерь на неравновесность продуктов сгорания и обеспечение эффективного догорания металлического горючего в дозвуковой части сопла.The objective of the invention is to improve the energy performance by reducing losses due to the non-equilibrium of the combustion products and ensuring efficient afterburning of the metal fuel in the subsonic part of the nozzle.
Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известном корпусе ракетной части содержащей обечайку и односопловой блок большого относительного удлинения, отличающийся тем, что внутри указанных элементов выполнено теплозащитное покрытие, а на входе в односопловой блок выполнены симметрично расположенные турбулизаторы в виде прямоугольных выступов теплозащитного покрытия односоплового блока шириной (0,24…0,35)d, высотой (0,055…0,07)d и длиной (0,4…0,55)d, где d - диаметр критического сечения односоплового блока.The specified technical result in the implementation of the invention is achieved by the fact that in the well-known body of the rocket part containing the shell and the single-nozzle block of high relative elongation, characterized in that a heat-shielding coating is made inside these elements, and at the entrance to the single-nozzle block, symmetrically located turbulators are made in the form of rectangular protrusions of the heat-shielding coatings of a single-nozzle block with a width of (0.24...0.35)d, a height of (0.055...0.07)d and a length of (0.4...0.55)d, where d is the diameter of the critical section of a single-nozzle block.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними, позволяет в частности за счет: выполнения внутри обечайки и односоплового блока теплозащитного покрытия обеспечивается эффективная тепловая защита в области образования системы рециркуляционных зон; выполнения на входе в сопловой блок симметрично расположенных турбулизаторов в виде прямоугольных выступов теплозащитного покрытия односоплового блока шириной (0,24…0,35)d, высотой (0,055…0,07)d и длиной (0,4…0,55)d, где d - диаметр критического сечения односоплового блока, обеспечивающих эффективную турбулизацию потока продуктов сгорания, в зоне размещения турболизаторов и особенно в области за турболизаторами с образованием системы рециркуляционных зон в односопловом блоке, в которых резко интенсифицируется теплообменные процессы. Это приводит к интенсивному теплообмену между догорающими частицами металлического горючего и частицами k-фазы с газовой фазой, а также к выравниванию скоростей частиц и газовой фазы, что в совокупности резко снижает тепловую и динамическую неравновесность. Согласно результатам исследований при уменьшении длины выступов менее 0,4d, высоты выступов менее 0,055d и ширины выступов менее 0,24d, возникает вероятность уноса выступов до конца работы ракетной части при существующих топливах и теплозащитных материалов сопел.A new set of structural elements, as well as the presence of connections between them, makes it possible, in particular, due to: the implementation of a heat-shielding coating inside the shell and a single-nozzle block provides effective thermal protection in the area of formation of a system of recirculation zones; execution at the entrance to the nozzle block of symmetrically located turbulators in the form of rectangular protrusions of the heat-shielding coating of a single-nozzle block with a width of (0.24 ... 0.35) d, a height of (0.055 ... 0.07) d and a length of (0.4 ... 0.55) d , where d is the diameter of the critical section of a single-nozzle block, providing efficient turbulence of the flow of combustion products, in the zone of placement of turbolizers and especially in the area behind the turbolizers with the formation of a system of recirculation zones in a single-nozzle block, in which heat exchange processes are sharply intensified. This leads to intense heat exchange between the burning particles of the metallic fuel and particles of the k-phase with the gas phase, as well as to equalization of the velocities of the particles and the gas phase, which together sharply reduces the thermal and dynamic nonequilibrium. According to the research results, when the length of the protrusions is less than 0.4d, the height of the protrusions is less than 0.055d, and the width of the protrusions is less than 0.24d, there is a possibility of the protrusions being carried away before the end of the rocket part operation with existing fuels and heat-shielding materials of the nozzles.
При увеличении длины выступов более 0,55d, высоты выступов более 0,075d и ширины выступов более 0,35d возрастают газодинамические потери при движении газового потока по соплу, что приводит к уменьшению удельного импульса.With an increase in the length of the protrusions more than 0.55d, the height of the protrusions more than 0.075d and the width of the protrusions more than 0.35d, gas-dynamic losses increase when the gas flow moves through the nozzle, which leads to a decrease in the specific impulse.
Признаки, отличающие предлагаемое техническое решение от прототипа, не выявленные в других технических решениях и не известные из уровня техники в процессе проведения патентных исследований, что позволяет сделать вывод о соответствии изобретения критерию «новизна».Features that distinguish the proposed technical solution from the prototype, not identified in other technical solutions and not known from the prior art in the process of patent research, which allows us to conclude that the invention meets the criterion of "novelty".
Исследуя уровень техники в ходе проведения патентного поиска по всем видам сведений, доступных в странах бывшего СССР и зарубежных странах, обнаружено, что предлагаемое техническое решение явным образом не следует из известного уровня техники, следовательно, можно сделать вывод о соответствии критерию изобретательский уровень.Examining the state of the art in the course of a patent search on all types of information available in the countries of the former USSR and foreign countries, it was found that the proposed technical solution does not explicitly follow from the known state of the art, therefore, it can be concluded that the criterion of inventive step is met.
Сущность изобретения заключается в том, что корпус ракетной части содержит обечайку и односопловой блок большого относительного удлинения, отличающийся тем, что внутри указанных элементов выполнено теплозащитное покрытие, а на входе в односопловой блок выполнены симметрично расположенные турбулизаторы в виде прямоугольных выступов теплозащитного покрытия односоплового блока шириной (0,24…0,35)d, высотой (0,055…0,07)d и длиной (0,4…0,55)d, где d - диаметр критического сечения односоплового блока.The essence of the invention lies in the fact that the body of the rocket part contains a shell and a single-nozzle block of large relative elongation, characterized in that a heat-shielding coating is made inside these elements, and symmetrically located turbulators are made at the entrance to the single-nozzle block in the form of rectangular protrusions of the heat-shielding coating of a single-nozzle block with a width of ( 0.24…0.35)d, height (0.055…0.07)d and length (0.4…0.55)d, where d is the diameter of the critical section of a single-nozzle block.
Сущность изобретения поясняется чертежом, где н а фиг.1 изображен общий вид корпуса ракетной части.The essence of the invention is illustrated by the drawing, where n and Fig.1 shows a General view of the body of the missile part.
Предлагаемый корпус содержит обечайку 1, турболизаторы 2, односопловой блок 3, теплозащитное покрытие 4. На входе в односопловой блок 3 выполнены симметрично расположенные турболизаторы 2 в виде прямоугольных выступов теплозащитного покрытия 4 шириной (0,24…0,35)d, высотой (0,055…0,075)d и длиной (0,4…0,55)d, где d - диаметр критического сечения односоплового блока 3.The proposed housing contains a
Предлагаемый корпус ракетной части работает следующим образом. При функционировании ракетной части подукты сгорания обтекают турболизаторы 2, в результате чего в области турбулизатора 2 резко увеличивается турболизация потока, при этом в области перед турбулизатором 2 и особенно за турболизатором 2 создается система рециркуляционных зон с повышенной интенсивностью тепломассообмена. Это приводит к выравниванию температур и скоростей k-фазы и газовой фазы, а также обеспечивает догорание металлического горючего в односопловом блоке 3, следствием чего является снижение динамической и тепловой неравновестности и увеличение удельного импульса.The proposed body of the missile part works as follows. During the operation of the rocket part, the combustion products flow around the
Выполнение корпуса ракетной части в соответствии с изобретением позволило увеличить энергетические характеристики разрабатываемой ракетной части реактивного снаряда.The implementation of the body of the rocket part in accordance with the invention has increased the energy characteristics of the developed missile part of the rocket.
Изобретение может быть использовано при разработке корпуса ракетной части реактивного снаряда смесевого топлива.The invention can be used in the development of the body of the rocket part of the mixed fuel rocket.
Указанный положительный эффект подтверждается испытаниями опытных образцов выполненных в соответствии с изобретением, используется при разработке конструкторской документации, намечено серийное производство.The indicated positive effect is confirmed by tests of prototypes made in accordance with the invention, it is used in the development of design documentation, serial production is planned.
Claims (1)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2780076C1 true RU2780076C1 (en) | 2022-09-19 |
Family
ID=
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2790914C1 (en) * | 2022-10-24 | 2023-02-28 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" им. А.Н. Ганичева" | Solid propellant rocket engine |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3423943A (en) * | 1967-02-27 | 1969-01-28 | Us Navy | Hybrid rocket motor |
| RU2163686C1 (en) * | 1999-07-21 | 2001-02-27 | Государственное унитарное предприятие "Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2304726C2 (en) * | 2005-09-28 | 2007-08-20 | Открытое акционерное общество "Институт прикладной физики" | Body of solid-propellant rocket engine |
| WO2019106312A1 (en) * | 2017-12-01 | 2019-06-06 | Arianegroup Sas | Auxiliary booster with optimised architecture |
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3423943A (en) * | 1967-02-27 | 1969-01-28 | Us Navy | Hybrid rocket motor |
| RU2163686C1 (en) * | 1999-07-21 | 2001-02-27 | Государственное унитарное предприятие "Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Solid-propellant rocket engine |
| RU2304726C2 (en) * | 2005-09-28 | 2007-08-20 | Открытое акционерное общество "Институт прикладной физики" | Body of solid-propellant rocket engine |
| WO2019106312A1 (en) * | 2017-12-01 | 2019-06-06 | Arianegroup Sas | Auxiliary booster with optimised architecture |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2790914C1 (en) * | 2022-10-24 | 2023-02-28 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" им. А.Н. Ганичева" | Solid propellant rocket engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8322266B2 (en) | Controlled-unaided surge and purge suppressors for firearm muzzles | |
| US4539911A (en) | Projectile | |
| EP2191223B1 (en) | Firearm suppressor | |
| CN110469425A (en) | A kind of adjustable thrust formula multistage pulses solid propellant rocket | |
| CN110131071A (en) | A kind of pulse-knocking engine combustion chamber and its method of ignition | |
| CN103925044A (en) | Infrared suppressor and infrared suppression method for exhaust system of turboshaft engine of helicopter | |
| RU2780076C1 (en) | Body of the rocket part | |
| US4756252A (en) | Device for reducing the base resistance of airborne projectiles | |
| RU2685610C1 (en) | Armor-piercing active-missile | |
| RU2133864C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2004136236A (en) | METHOD FOR ORGANIZING A DETONATION COMBUSTION MODE IN THE COMBUSTION CHAMBER OF A SUPERSONIC DIRECT-FLOW AIR-REACTIVE ENGINE | |
| RU2604772C1 (en) | Pulsed solid-fuel engine | |
| RU2537189C1 (en) | Jet projectile rocket section | |
| US3479956A (en) | Self-propelled rifle grenade capable of being launched by bullet impact | |
| RU2790914C1 (en) | Solid propellant rocket engine | |
| RU2176068C1 (en) | Jet projectile launched from launching tube | |
| RU2775451C1 (en) | Rocket part of a jet-propelled projectile | |
| RU2291380C1 (en) | Cluster nose | |
| RU2343396C2 (en) | Supersonic rocket missile | |
| RU2798116C1 (en) | Missile part of a rotating rocket projectile launched from a smoothbore tubular guide | |
| RU2724629C1 (en) | Armor-piercing active-jet projectile | |
| RU2181849C1 (en) | Ramjet-ejector rocket carrier | |
| RU2319032C1 (en) | Method of forming ram-jet thrust for small number of peripheral tactical missiles in missile carrier cluster | |
| RU2293201C1 (en) | Solid-fuel jet engine nozzle | |
| RU2806412C2 (en) | Liquid rocket engine |