RU2798116C1 - Missile part of a rotating rocket projectile launched from a smoothbore tubular guide - Google Patents
Missile part of a rotating rocket projectile launched from a smoothbore tubular guide Download PDFInfo
- Publication number
- RU2798116C1 RU2798116C1 RU2022131118A RU2022131118A RU2798116C1 RU 2798116 C1 RU2798116 C1 RU 2798116C1 RU 2022131118 A RU2022131118 A RU 2022131118A RU 2022131118 A RU2022131118 A RU 2022131118A RU 2798116 C1 RU2798116 C1 RU 2798116C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- blades
- section
- rocket
- combustion chamber
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в реактивных снарядах.The invention relates to rocket technology and is intended for use in rockets.
Одной из основных задач, возникающих при проектировании ракетных частей реактивных снарядов систем залпового огня, является обеспечение вращения снаряда в процессе функционирования при скоростях полета не обеспечивающих аэродинамическую закрутку, снижение газодинамического эксцентриситета, а также повышение надежности работы в процессе функционирования и обеспечение требуемых параметров вращения.One of the main tasks that arise in the design of missile parts of multiple rocket launchers is to ensure the rotation of the projectile during operation at flight speeds that do not provide aerodynamic spin, reduce gas-dynamic eccentricity, as well as increase the reliability of operation during operation and ensure the required rotation parameters.
Известна конструкция ракетной части, содержащая корпус, сопло и ведущий штифт, за счет которого осуществляется вращение реактивного снаряда при движении по направляющей с винтовым пазом (см. книгу БМ-21 Техническое описание и инструкция по эксплуатации. - М.: Военное издательство МО СССР 1977 г, с. 74-75).A well-known design of the rocket part, containing a body, a nozzle and a drive pin, due to which the rocket is rotated when moving along a guide with a screw groove (see the book BM-21 Technical description and operating instructions. - M .: Military publishing house of the USSR Ministry of Defense 1977 d, pp. 74-75).
Таким образом, задачей данного технического решения являлась разработка ракетной части, обеспечивающей вращение реактивного снаряда после схода с направляющей.Thus, the task of this technical solution was to develop a rocket part that ensures the rotation of the rocket after leaving the guide.
Общими признаками с предлагаемой ракетной частью является наличие корпуса и сопла.Common features with the proposed missile part is the presence of a housing and a nozzle.
Вместе с тем, данная конструкция имеет существенный недостаток, заключающийся в том, что в процессе схода снаряда с направляющей при взаимодействии штифта с направляющей возможны значительные начальные возмущения ухудшающие характеристики стрельбы.At the same time, this design has a significant drawback, which consists in the fact that in the process of the projectile leaving the guide, when the pin interacts with the guide, significant initial disturbances are possible that worsen the firing characteristics.
Наиболее близкой по технической сути и достигаемому техническому результату является ракетная часть, содержащая корпус, камеру сгорания и сопло, на внутренней поверхности выходного конуса сопла которого расположены лопатки (см. патент РФ №2559657, БИ №22, опубл. 10.08.2015 г.), принятая за прототип.The closest in technical essence and achieved technical result is a rocket part containing a body, a combustion chamber and a nozzle, on the inner surface of the nozzle outlet cone of which there are blades (see RF patent No. 2559657, BI No. 22, publ. 10.08.2015) taken as a prototype.
Известная ракетная часть работает следующим образом. При работе ракетной части продукты сгорания движутся по соплу, при этом в выходном конусе сопла при обтекании лопаток создается вращающий момент. Однако, при использовании современных высокоэнергетических топлив данная конструкция имеет недостаток, заключающийся в увеличении газодинамического эксцентриситета, за счет неопределенности места расположения лопаток относительно среза и критического сечения сопла, а также не обеспечивает надежность работы и требуемые параметры вращения.Known rocket part works as follows. During the operation of the rocket part, the combustion products move along the nozzle, while a torque is created in the outlet cone of the nozzle when flowing around the blades. However, when using modern high-energy fuels, this design has the disadvantage of increasing the gas-dynamic eccentricity due to the uncertainty in the location of the blades relative to the cut and critical section of the nozzle, and also does not provide reliable operation and the required rotation parameters.
Как показали теоретические и экспериментальные исследования для современных реактивных снарядов реактивных систем залпового огня с высокоэнергетическими топливами, применение данной конструкции, при осуществлении процесса закрутки реактивного снаряда в направляющей, при наличии неопределенности места расположения лопаток относительно критического сечения сопла и среза сопла, в условиях экстремального теплового воздействия и высоких сверхзвуковых скоростей газового потока с высоким содержанием конденсированной фазы, приводит к возникновению значительных начальных возмущений и, как следствие, к высокому газодинамическому эксцентриситету, а также к значительному снижению требуемых параметров вращения реактивного снаряда.As shown by theoretical and experimental studies for modern rockets of multiple launch rocket systems with high-energy fuels, the use of this design, when implementing the process of spinning a rocket in a guide, in the presence of an uncertainty in the location of the blades relative to the critical section of the nozzle and the nozzle section, under conditions of extreme thermal exposure and high supersonic velocities of the gas flow with a high content of the condensed phase, leads to the occurrence of significant initial perturbations and, as a consequence, to a high gas-dynamic eccentricity, as well as to a significant decrease in the required parameters of rotation of the rocket.
Более того, на участке, ограниченном торцом лопаток и выходным сечением сопла, в месте сопряжения торца лопаток с теплозащитным покрытием, при применении современных высокоэнергетических топлив образуется зона повышенной интенсивности теплообмена (рециркуляционная зона). Данная особенность приводит к значительному тепловому нагружению материала теплозащитного покрытия, что в ряде случаев приводило к прогару.Moreover, in the area bounded by the end of the blades and the exit section of the nozzle, at the point of interface between the end of the blades and the heat-shielding coating, when using modern high-energy fuels, a zone of increased heat transfer intensity (recirculation zone) is formed. This feature leads to a significant thermal loading of the heat-shielding coating material, which in some cases led to burnout.
Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) является создание ракетной части, обеспечивающей снижение технического рассеивания.Thus, the objective of this technical solution (prototype) is to create a rocket part that reduces technical dispersion.
Общими признаками с предлагаемым устройством является наличие в ракетной части корпуса, хвостового (соплового) блока, и лопаток.Common features with the proposed device is the presence in the rocket part of the body, the tail (nozzle) block, and blades.
В отличии от прототипа в предлагаемой ракетной части точка сопряжения лопатки и выходного конуса сопла расположена на расстоянии 1,0…1,45 диаметра критического сечения сопла от начала расширяющегося участка выходного конуса сопла, при этом максимальная высота лопаток составляет 0,07…0,12 диаметра выходного сечения сопла, а толщина теплозащитного покрытия на участке, ограниченном торцом лопаток и выходным сечением сопла, составляет 0,013…0,104 внутреннего диаметра камеры сгорания.In contrast to the prototype, in the proposed rocket part, the junction point of the blade and the outlet cone of the nozzle is located at a distance of 1.0 ... diameter of the outlet section of the nozzle, and the thickness of the heat-shielding coating in the area limited by the end of the blades and the outlet section of the nozzle is 0.013 ... 0.104 of the inner diameter of the combustion chamber.
Именно 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 set of essential features of the proposed 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 предполагаемого изобретения является обеспечение требуемых параметров вращения реактивного снаряда, снижение газодинамического эксцентриситета и повышение надежности функционирования.The objective of the proposed invention is to provide the required parameters of rotation of the rocket, reduce the gas-dynamic eccentricity and increase the reliability of operation.
Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известной ракетной части, содержащей корпус, камеру сгорания, сопло и лопатки, особенность заключается в том, что точка сопряжения лопатки и выходного конуса сопла расположена на расстоянии 1,0…1,45 диаметра критического сечения сопла от начала расширяющегося участка выходного конуса сопла, при этом максимальная высота лопаток составляет 0,07…0,12 диаметра выходного сечения сопла, а толщина теплозащитного покрытия на участке ограниченном торцом лопаток и выходным сечением сопла составляет 0,013…0,104 внутреннего диаметра камеры сгорания.The specified technical result in the implementation of the invention is achieved by the fact that in the well-known rocket part containing a body, a combustion chamber, a nozzle and blades, the peculiarity lies in the fact that the junction point of the blade and the outlet cone of the nozzle is located at a distance of 1.0 ... 1.45 of the diameter of the critical section of the nozzle from the beginning of the expanding section of the outlet cone of the nozzle, while the maximum height of the blades is 0.07 ...
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними позволяет, в частности, за счет:A new set of structural elements, as well as the presence of connections between them, allows, in particular, due to:
- расположение точки сопряжения лопатки и выходного конуса сопла на расстоянии 1,0…1,45 Dкр от начала расширяющегося участка выходного конуса сопла - обеспечить заданную геометрию входной части лопаток и, как следствие, требуемый профиль лопаток в процессе работы ракетного двигателя. При расстоянии менее 1,0 Dкр под воздействием высокотемпературных потоков интенсифицируется выгорание лопаток, что оказывает влияние на параметры вращения реактивного снаряда. При расстоянии более 1,45 Dкр из-за значительного увеличения скорости сверхзвукового потока возрастает вероятность преждевременного разрушения лопаток и, как следствие, повышается газодинамический эксцентриситет;- the location of the point of conjugation of the blade and the outlet cone of the nozzle at a distance of 1.0 ... 1.45 D cr from the beginning of the expanding section of the outlet cone of the nozzle - to provide a given geometry of the inlet part of the blades and, as a result, the required profile of the blades during the operation of the rocket engine. At a distance of less than 1.0 D cr, under the influence of high-temperature flows, the burnout of the blades is intensified, which affects the rotation parameters of the rocket. At a distance of more than 1.45 D cr , due to a significant increase in the speed of the supersonic flow, the probability of premature destruction of the blades increases and, as a result, the gas-dynamic eccentricity increases;
- выполнения лопаток с максимальной высотой 0,07…0,12 Dвых - задать вращающий момент, позволяющий обеспечить требуемые параметры вращения реактивного снаряда. При уменьшении высоты лопаток менее 0,07 Dвых не обеспечиваются требуемые параметры вращения реактивного снаряда за счет снижения вращающего момента. При выполнении высоты лопаток более 0,12 Dвых возрастает пассивная масса, а также увеличиваются потери энергии на трение, что приводит к снижению энергетических характеристик;- execution of blades with a maximum height of 0.07 ... 0.12 D out - set the torque to ensure the required parameters of the rotation of the rocket. With a decrease in the height of the blades less than 0.07 D out, the required parameters of the rotation of the rocket are not provided by reducing the torque. When the height of the blades is more than 0.12 D out , the passive mass increases, as well as the energy losses due to friction, which leads to a decrease in energy characteristics;
- выполнения толщины теплозащитного материала 0,013…0,104 Dвн - обеспечить требуемую защиту от воздействия сверхзвукового потока продуктов сгорания на участке ограниченном торцом лопаток и выходным сечением сопла, тем самым повысив надежность работы. При выполнении толщины теплозащитного покрытия менее 0,013 Dвн возрастает вероятность прогара корпуса выходного конуса сопла. Выполнение толщины теплозащитного покрытия более 0,104 Dвн приводит к увеличению пассивной массы, а также к снижению степени расширения сопла и, как следствие, к потере тяги;- making the thickness of the heat-shielding material 0.013 ... 0.104 D ext - provide the required protection from the impact of the supersonic flow of combustion products in the area limited by the end of the blades and the outlet section of the nozzle, thereby increasing the reliability of operation. When the thickness of the heat-shielding coating is less than 0.013 D ext , the probability of burnout of the body of the outlet cone of the nozzle increases. Making the thickness of the heat-shielding coating more than 0.104 D ext leads to an increase in the passive mass, as well as to a decrease in the degree of expansion of the nozzle and, as a result, to a loss of thrust;
Признаки, отличающие предлагаемое техническое решение от прототипа, не выявлены в других технических решениях и неизвестны из уровня техники в процессе проведения патентных исследований, что позволяет сделать вывод о соответствии изобретения критерию «новизны».The features that distinguish the proposed technical solution from the prototype are not identified in other technical solutions and are unknown from the prior art in the process of conducting 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 for 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, we can conclude that it meets the criterion of "inventive step".
Сущность изобретения заключается в том, что в ракетной части, содержащей корпус, камеру сгорания, сопло и лопатки, в которой, согласно изобретению, точка сопряжения лопатки и выходного конуса сопла расположена на расстоянии 1,0…1,45 диаметра критического сечения сопла от начала расширяющегося участка выходного конуса сопла, при этом максимальная высота лопаток составляет 0,07…0,12 выходного сечения сопла, а толщина теплозащитного покрытия на участке ограниченном торцом лопаток и выходным сечением сопла составляет 0,013…0,104 внутреннего диаметра камеры сгорания.The essence of the invention lies in the fact that in the rocket part containing the body, the combustion chamber, the nozzle and the blades, in which, according to the invention, the junction point of the blade and the outlet cone of the nozzle is located at a distance of 1.0 ... 1.45 of the diameter of the critical section of the nozzle from the beginning expanding section of the outlet cone of the nozzle, while the maximum height of the blades is 0.07 ...
Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг. 1 изображена предлагаемая ракетная часть, а на фиг. 2 - участок выходного конуса сопла с теплозащитным покрытием, ограниченный торцом лопаток и выходным сечением сопла.The essence of the invention is illustrated by the drawing, where in Fig. 1 shows the proposed missile part, and Fig. 2 - section of the outlet cone of the nozzle with a heat-shielding coating, limited by the end of the blades and the outlet section of the nozzle.
Предлагаемая ракетная часть содержит камеру сгорания 1, корпус 2, сопло 3 и лопатки 4. Лопатки 4 размещены на участке сопла 3, причем точка сопряжения лопаток и выходного конуса сопла 3 расположена на расстоянии не менее 1,0 диаметра критического сечения сопла 3 от начала расширяющегося участка выходного конуса сопла 3 (L1) и не более 1,45 диаметра критического сечения сопла 3 от начала расширяющегося участка выходного конуса сопла 3. Толщина теплозащитного покрытия (δ) на участке ограниченном торцом лопаток 4 и выходным сечением сопла 3 составляет 0,013…0,104 внутреннего диаметра камеры сгорания 1, а максимальная высота лопаток 4 (h) составляет 0,07…0,12 диаметра выходного сечения сопла 3.The proposed rocket part contains a
Предложенная ракетная часть работает следующим образом. После запуска ракетного двигателя высокотемпературный поток из камеры сгорания 1 подают на лопатки 4, расположенные в сопле 3, в процессе взаимодействия, с которыми создают вращающий момент и обеспечивают требуемые параметры вращения реактивного снаряда. За счет размещения точки сопряжения лопатки 4 и выходного конуса сопла 3, на расстоянии 1,0…1,45 диаметра критического сечения сопла 3 от начала расширяющегося участка выходного конуса сопла обеспечивают требуемые параметры изменения профиля лопаток 4 во время работы ракетной части. За счет выполнения толщины теплозащитного покрытия на участке ограниченном торцом лопаток 4 и выходным сечением сопла 3 равной 0,013…0,104 внутреннего диаметра камеры сгорания 1 и максимальной высоты лопаток 4 равной 0,07…0,12 диаметра выходного сечения сопла 3 обеспечивают безотказное функционирование ракетной части в течении всего времени работы.The proposed rocket part works as follows. After starting the rocket engine, the high-temperature flow from the
Выполнение ракетной части в соответствии с изобретением позволило уменьшить газодинамический эксцентриситет, повысить надежность работы, а также обеспечить требуемые параметры вращения реактивного снаряда.The implementation of the rocket part in accordance with the invention made it possible to reduce the gas-dynamic eccentricity, increase the reliability of operation, and also provide the required rotation parameters of the rocket.
Изобретение может быть использовано при разработке различных РДТТ запускаемых из гладкоствольной трубчатой направляющей.The invention can be used in the development of various solid propellant rocket engines launched from a smoothbore tubular guide.
Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями опытных образцов РДТТ, выполненных в соответствии с изобретением.The specified positive effect is confirmed by testing prototypes solid propellant rocket motors made in accordance with the invention.
В настоящее время разработана конструкторская документация, намечено серийное производство.Currently, design documentation has been developed, mass production is planned.
Claims (5)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2798116C1 true RU2798116C1 (en) | 2023-06-15 |
Family
ID=
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1267577A (en) * | 1968-10-29 | 1972-03-22 | Oerlikon Buehrle Ag | Improvements in and relating to a nozzle for a spin-stabilised rocket |
| US4232843A (en) * | 1977-05-25 | 1980-11-11 | Her Majesty The Queen In Right Of Canada, As Represented By The Minister Of National Defence | Molded nozzle for rocket motor |
| RU2074377C1 (en) * | 1993-06-25 | 1997-02-27 | Павел Андрианович Каратеев | Spin-stabilized missile |
| RU2176373C1 (en) * | 2000-06-15 | 2001-11-27 | Государственное унитарное предприятие "Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Rocket projectile |
| RU2559657C1 (en) * | 2014-10-01 | 2015-08-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" | Jet projectile rocket section |
| RU2662719C1 (en) * | 2017-09-20 | 2018-07-27 | Федеральное государственное бюджетное учреждение "Главный научно-исследовательский испытательный центр робототехники" Министерства обороны Российской Федерации (ФГБУ "ГНИИЦ РТ" МО РФ) | Direct flow kinetic projectile |
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1267577A (en) * | 1968-10-29 | 1972-03-22 | Oerlikon Buehrle Ag | Improvements in and relating to a nozzle for a spin-stabilised rocket |
| US4232843A (en) * | 1977-05-25 | 1980-11-11 | Her Majesty The Queen In Right Of Canada, As Represented By The Minister Of National Defence | Molded nozzle for rocket motor |
| RU2074377C1 (en) * | 1993-06-25 | 1997-02-27 | Павел Андрианович Каратеев | Spin-stabilized missile |
| RU2176373C1 (en) * | 2000-06-15 | 2001-11-27 | Государственное унитарное предприятие "Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Rocket projectile |
| RU2559657C1 (en) * | 2014-10-01 | 2015-08-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" | Jet projectile rocket section |
| RU2662719C1 (en) * | 2017-09-20 | 2018-07-27 | Федеральное государственное бюджетное учреждение "Главный научно-исследовательский испытательный центр робототехники" Министерства обороны Российской Федерации (ФГБУ "ГНИИЦ РТ" МО РФ) | Direct flow kinetic projectile |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US11898757B2 (en) | Rotating detonation propulsion system | |
| US2924174A (en) | Combustible pre-spin turbine for spinner rockets | |
| US5078336A (en) | Spin-stabilized missile with plug nozzle | |
| RU2798116C1 (en) | Missile part of a rotating rocket projectile launched from a smoothbore tubular guide | |
| US3442083A (en) | Adjustable variable thrust propulsion device | |
| US11549465B1 (en) | Air breathing solid fuel rotating detonation engine | |
| US20200191398A1 (en) | Rotating detonation actuator | |
| KR102269204B1 (en) | Projectile containing ramjet engine | |
| RU2585211C1 (en) | Missile with air-jet engine | |
| RU2806232C1 (en) | Rocket projectile launched from tubular guide | |
| RU2808695C1 (en) | Rocket part of missile fired from tubular guide | |
| RU2808543C1 (en) | Rocket part of missile fired from tubular guide | |
| RU2682418C1 (en) | Missile with air-jet engine | |
| RU2795731C1 (en) | Rotating rocket projectile launched from a tubular guide | |
| RU2790914C1 (en) | Solid propellant rocket engine | |
| RU2176068C1 (en) | Jet projectile launched from launching tube | |
| RU2293201C1 (en) | Solid-fuel jet engine nozzle | |
| RU2790916C1 (en) | Dual-mode solid propellant rocket engine | |
| RU2685002C2 (en) | Missile with air-jet engine | |
| RU2775451C1 (en) | Rocket part of a jet-propelled projectile | |
| RU2398125C1 (en) | Bodyless engine (versions) and method of its fabrication | |
| RU2791165C1 (en) | Missile body of a rocket projectile | |
| RU2773057C1 (en) | Rotating projectile launched from a smoothbore tubular rail | |
| RU2756195C1 (en) | Rocket projectile with a gas-dynamic stabilization system | |
| RU2623373C1 (en) | Missile |