RU2806232C1 - Rocket projectile launched from tubular guide - Google Patents
Rocket projectile launched from tubular guide Download PDFInfo
- Publication number
- RU2806232C1 RU2806232C1 RU2023110818A RU2023110818A RU2806232C1 RU 2806232 C1 RU2806232 C1 RU 2806232C1 RU 2023110818 A RU2023110818 A RU 2023110818A RU 2023110818 A RU2023110818 A RU 2023110818A RU 2806232 C1 RU2806232 C1 RU 2806232C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- rocket
- section
- outer diameter
- guide
- Prior art date
Links
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 реактивных снарядов систем залпового огня является обеспечение надежности функционирования реактивного снаряда в процессе схода с направляющей.One of the main tasks that arises when designing rockets for multiple launch rocket systems is to ensure the reliable functioning of the rocket during the process of leaving the guide.
Известна конструкция реактивного снаряда, содержащая камеру сгорания и сопло (см. книгу Шишков А.А. и др. Рабочие процессы в ракетных двигателях твердого топлива: Справочник. - М.: Машиностроение, 1988. - 240 с.: ил., стр. 10, рис. 1.2).The design of a rocket is known, containing a combustion chamber and a nozzle (see the book A.A. Shishkov et al. Working processes in solid fuel rocket engines: A reference book. - M.: Mashinostroenie, 1988. - 240 pp.: ill., p. 10, Fig. 1.2).
Таким образом, задачей данного технического решения являлась разработка реактивного снаряда, позволяющего обеспечить надежное функционирование, за счет применения стенок выходного конуса сопла значительной толщины.Thus, the objective of this technical solution was to develop a rocket that would ensure reliable operation through the use of walls of the nozzle exit cone of considerable thickness.
Общими признаками с предлагаемым реактивным снарядом является наличие головной части, ракетной части, блока стабилизаторов и сопла.Common features with the proposed rocket are the presence of a warhead, a rocket part, a block of stabilizers and a nozzle.
Вместе с тем, данная конструкция имеет существенный недостаток, заключающийся в отсутствии вкладыша в выходном конусе сопла, что, как результат, приводит к невозможности надежного функционирования при условии применения современных высокотемпературных топлив, использование которых может привести к прогару сопла ракетного двигателя.However, this design has a significant drawback, namely the absence of a liner in the nozzle exit cone, which, as a result, makes it impossible to operate reliably when using modern high-temperature fuels, the use of which can lead to burnout of the rocket engine nozzle.
Наиболее близким по технической сути и достигаемому техническому результату является реактивный снаряд, содержащий головную часть, ракетную часть, сопловой блок, вкладыш, основание с лопастями и сопло, причем внешний диаметр сопла в плоскости, проходящей через выходное сечение сопла, равен калибру реактивного снаряда, что обеспечивает высокие энергетические характеристики (см. патент РФ №2233419, Опуб. 27.07.2004, Бюл. №21), принятый за прототип.The closest in technical essence and the achieved technical result is a missile containing a head part, a rocket part, a nozzle block, a liner, a base with blades and a nozzle, and the outer diameter of the nozzle in the plane passing through the exit section of the nozzle is equal to the caliber of the missile, which provides high energy characteristics (see RF patent No. 2233419, Publ. 07/27/2004, Bulletin No. 21), adopted as a prototype.
Известный реактивный снаряд работает следующим образом. После воспламенения заряда твердого топлива и начала работы ракетной части, реактивный снаряд сходит с направляющей и движется по траектории. Однако, при реализации данного технического решения в реактивных снарядах большого калибра и большого относительного удлинения возникает проблема с обеспечением надежности функционирования при выходе реактивного снаряда из направляющей. За счет небольшой скорости схода с направляющей может возникнуть провисание реактивного снаряда с последующим соударением сопла с внутренней поверхностью направляющей, что может привести к деформации соплового блока, а также к нарушению его целостности.The known rocket works as follows. After the solid fuel charge is ignited and the rocket part begins to operate, the rocket leaves the guide and moves along the trajectory. However, when implementing this technical solution in rockets of large caliber and large relative elongation, a problem arises with ensuring reliable operation when the rocket leaves the guide. Due to the low speed of departure from the guide, sagging of the missile may occur, followed by a collision of the nozzle with the inner surface of the guide, which can lead to deformation of the nozzle block, as well as to a violation of its integrity.
Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) является повышение дальности стрельбы за счет улучшения степени расширения сопла путем выполнения внешнего диаметра сопла в плоскости, проходящей через выходное сечение равного калибру реактивного снаряда.Thus, the objective of this technical solution (prototype) is to increase the firing range by improving the degree of expansion of the nozzle by making the outer diameter of the nozzle in a plane passing through the exit section equal to the caliber of the rocket.
Общими признаками с предлагаемым устройством является наличие в реактивном снаряде, головной части, ракетной части, соплового блока, включающего сопло, вкладыш и основание с лопастями.Common features with the proposed device are the presence in the rocket, a head part, a rocket part, a nozzle block, including a nozzle, a liner and a base with blades.
В отличие от прототипа в предлагаемом реактивном снаряде сопло снабжено цилиндрическим участком, диаметр которого (D1) в сечении, проходящем через срез выходной части сопла, составляет (0,85…0,97), а его ширина (h) соответственно - (0,04…0,22) калибра (наружного диаметра реактивного снаряда).Unlike the prototype in the proposed rocket, the nozzle is equipped with a cylindrical section, the diameter of which (D 1 ) in the section passing through the cut of the exit part of the nozzle is (0.85...0.97), and its width (h) is, respectively, (0 .04…0.22) caliber (outer diameter of the missile).
В частном случае, внешний диаметр основания (D2) составляет (0,88…0,999) внешнего диаметра сопла в сечении, проходящем через срез выходной части сопла.In a particular case, the outer diameter of the base (D 2 ) is (0.88...0.999) of the outer diameter of the nozzle in the section passing through the exit section of the nozzle.
Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.This is what allows us to conclude that there is a cause-and-effect 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 distinctive from the prototype and which are covered by the requested scope of legal protection, are sufficient in all cases.
Задачей предполагаемого изобретения является обеспечение надежности функционирования реактивного снаряда в процессе схода с направляющей.The objective of the proposed invention is to ensure the reliable functioning of the missile during the process of leaving the guide.
Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известном реактивном снаряде, содержащем головную часть, ракетную часть, сопловой блок, включающий сопло, вкладыш и основание с лопастями, отличающимся тем, что сопло снабжено цилиндрическим участком, диаметр которого (D1) в сечении, проходящем через срез выходной части сопла, составляет (0,85…0,97), а его ширина (h) соответственно - (0,04…0,22) калибра реактивного снаряда.The specified technical result in the implementation of the invention is achieved by the fact that in a known rocket containing a head part, a rocket part, a nozzle block including a nozzle, an insert and a base with blades, characterized in that the nozzle is equipped with a cylindrical section, the diameter of which (D 1 ) in the cross section passing through the exit section of the nozzle is (0.85...0.97), and its width (h) is, respectively, (0.04...0.22) of the caliber of the rocket.
В частном случае, внешний диаметр основания (D2) составляет (0,88…0,999) внешнего диаметра сопла в сечении, проходящем через срез выходной части сопла.In a particular case, the outer diameter of the base (D 2 ) is (0.88...0.999) of the outer diameter of the nozzle in the section passing through the exit section of the nozzle.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними позволяет, в частности, за счет:The new set of structural elements, as well as the presence of connections between them, allows, in particular, due to:
- выполнения диаметра цилиндрического участка в сечении, проходящем через срез выходной части сопла, (0,85…0,97) калибра реактивного снаряда - обеспечить надежность функционирования реактивного снаряда в процессе схода с направляющей. Выполнение диаметра цилиндрического участка в сечении, проходящем через срез выходной части сопла, менее 0,85 приводит к уменьшению толщины стенки сопла в области выходного сечения, и, как следствие, к снижению жесткости кольцевого участка выходного конуса, что может привести к его деформации в процессе выхода из направляющей, что повышает вероятность разрушения ракетного двигателя. Выполнение диаметра цилиндрического участка в сечении, проходящем через срез выходной части сопла, более 0,97 приводит к возрастанию вероятности соударения сопла в области выходного сечения с направляющей, что может привести к нарушению целостности сопла и, соответственно, нарушению целостности вкладыша и, как следствие, к разрушению ракетного двигателя.- making the diameter of the cylindrical section in the section passing through the cut of the exit part of the nozzle, (0.85...0.97) the caliber of the missile - to ensure the reliable functioning of the missile in the process of leaving the guide. Making the diameter of the cylindrical section in the section passing through the exit section of the nozzle less than 0.85 leads to a decrease in the thickness of the nozzle wall in the area of the exit section, and, as a consequence, to a decrease in the rigidity of the annular section of the outlet cone, which can lead to its deformation in the process exiting the guide, which increases the likelihood of destruction of the rocket engine. Making the diameter of the cylindrical section in the section passing through the exit section of the nozzle more than 0.97 leads to an increase in the probability of a collision of the nozzle in the area of the exit section with the guide, which can lead to a violation of the integrity of the nozzle and, accordingly, a violation of the integrity of the liner and, as a consequence, to the destruction of the rocket engine.
- выполнения цилиндрического участка шириной (0,04…0,22) калибра реактивного снаряда - обеспечить надежность функционирования реактивного снаряда в процессе схода с направляющей. Выполнение цилиндрического участка шириной менее 0,04 калибра реактивного снаряда может привести (за счет возникновения нестационарных процессов воздействия на торец направляющей) к возрастанию вероятности соударения сопла в области выходного сечения с направляющей и, соответственно, к нарушению целостности сопла, нарушению целостности вкладыша и выходного конуса и, как следствие, к разрушению ракетного двигателя. Выполнение ширины цилиндрического участка более 0,22 калибра реактивного снаряда приводит к изменению профиля внутренней поверхности сопла и, соответственно, к уменьшению толщины вкладыша, что может привести к прогару сопла и, как следствие, к снижению надежности функционирования при требуемых характеристиках времени работы.- making a cylindrical section with a width of (0.04...0.22) of the caliber of the rocket projectile - to ensure the reliable functioning of the rocket projectile in the process of leaving the guide. Making a cylindrical section with a width of less than 0.04 caliber of the missile can lead (due to the occurrence of non-stationary processes of influence on the end of the guide) to an increase in the probability of a nozzle collision in the area of the exit section with the guide and, accordingly, to a violation of the integrity of the nozzle, a violation of the integrity of the liner and the exit cone and, as a consequence, to the destruction of the rocket engine. Making the width of the cylindrical section more than 0.22 caliber of the rocket leads to a change in the profile of the inner surface of the nozzle and, accordingly, to a decrease in the thickness of the liner, which can lead to burnout of the nozzle and, as a consequence, to a decrease in the reliability of operation with the required operating time characteristics.
В частных случаях, то есть в конкретных формах исполнения:In special cases, that is, in specific forms of execution:
- выполнения основания с внешним диаметром (0,88…0,999) внешнего диаметра сопла в сечении, проходящем через срез выходной части сопла, - обеспечить надежность функционирования реактивного снаряда в процессе схода с направляющей. Выполнение основания с внешним диаметром менее 0,88 внешнего диаметра сопла в сечении, проходящем через срез выходной части сопла, может привести к уменьшению площади рабочей поверхности лопастей. Выполнение основания с внешним диаметром более 0,999 внешнего диаметра сопла в сечении, проходящем через срез выходной части сопла, может привести к нарушению целостности механизмов раскрытия лопастей в процессе выхода снаряда из направляющей, за счет возможного соударения основания с направляющей, что, как результат, приведет к понижению надежности функционирования снаряда.- making a base with an outer diameter (0.88...0.999) of the outer diameter of the nozzle in a section passing through the exit section of the nozzle, - to ensure reliable functioning of the rocket in the process of leaving the guide. Making the base with an outer diameter less than 0.88 times the outer diameter of the nozzle in a section passing through the cut of the nozzle outlet can lead to a reduction in the working surface area of the blades. Making a base with an outer diameter of more than 0.999 of the outer diameter of the nozzle in a section passing through the cut of the exit part of the nozzle can lead to a violation of the integrity of the blade opening mechanisms in the process of the projectile exiting the guide, due to a possible collision of the base with the guide, which, as a result, will lead to reducing the reliability of the projectile’s functioning.
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 have not been identified in other technical solutions and are unknown from the prior art during patent research, which allows us to conclude that the invention meets the “novelty” criterion.
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 level of technology during a patent search for all types of information available in the countries of the former USSR and foreign countries, it was discovered that the proposed technical solution does not clearly follow from the known level of technology, therefore, it can be concluded that it meets the “inventive step” criterion.
Сущность изобретения заключается в том, что в реактивном снаряде, содержащем головную часть, ракетную часть, сопловой блок, включающий сопло, вкладыш и основание с лопастями, отличающимся тем, что сопло снабжено цилиндрическим участком, диаметр которого (D1) в сечении, проходящем через срез выходной части сопла, составляет (0,85…0,97), а его ширина (h), соответственно, (0,04…0,22) калибра реактивного снаряда, причем внешний диаметр основания (D2) составляет (0,88…0,999) внешнего диаметра сопла в сечении, проходящем через срез выходной части сопла.The essence of the invention lies in the fact that in a rocket containing a head part, a rocket part, a nozzle block including a nozzle, an insert and a base with blades, characterized in that the nozzle is equipped with a cylindrical section, the diameter of which (D 1 ) in the section passing through the cut of the exit part of the nozzle is (0.85...0.97), and its width (h), respectively, (0.04...0.22) of the caliber of the missile, and the outer diameter of the base (D 2 ) is (0. 88…0.999) of the outer diameter of the nozzle in the section passing through the cut of the exit part of the nozzle.
Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг. 1 изображен предлагаемый реактивный снаряд, на фиг. 2 - вид А, цилиндрический участок в области выходного сечения сопла.The essence of the invention is illustrated by the drawing, where in FIG. 1 shows the proposed missile, FIG. 2 - view A, cylindrical section in the area of the nozzle exit section.
Предлагаемый реактивный снаряд содержит головную часть 1, ракетную часть 2, сопловой блок 3, включающий сопло 4, вкладыш 5 и основание 6 с лопастями 7. Сопло 4 снабжено цилиндрическим участком 8, диаметр которого (D1) в сечении, проходящем через срез выходной части сопла, 4 составляет (0,85…0,97), а его ширина (h), соответственно, (0,04…0,22) калибра реактивного снаряда, в частных случаях внешний диаметр основания 6 (D2) составляет (0,88…0,999) внешнего диаметра сопла 4 в сечении, проходящем через срез выходной части сопла 4.The proposed rocket contains a head part 1, a rocket part 2, a nozzle block 3, including a nozzle 4, a liner 5 and a base 6 with blades 7. The nozzle 4 is equipped with a cylindrical section 8, the diameter of which (D 1 ) in the section passing through the cut of the output part nozzle, 4 is (0.85...0.97), and its width (h), respectively, (0.04...0.22) of the caliber of the missile; in particular cases, the outer diameter of the base 6 (D 2 ) is (0 .88...0.999) of the outer diameter of the nozzle 4 in the section passing through the cut of the outlet part of the nozzle 4.
Предложенный реактивный снаряд работает следующим образом. После начала работы ракетной части 2, поток продуктов сгорания подают через сопло 4, тем самым инициируя движение реактивного снаряда. При выходе из направляющей за счет большого относительного удлинения и небольшой скорости схода реактивный снаряд провисает, однако с учетом выбранных параметров существенных признаков исключается возможность соударения с направляющей. Выполнение диаметра сопла 4 в сечении, проходящем через срез выходной части сопла (0,85…0,97) калибра реактивного снаряда и цилиндрического участка 8, шириной (0,04…0,22) калибра реактивного снаряда - обеспечивает повышение надежности функционирования реактивного снаряда в процессе схода с направляющей за счет уменьшения вероятности соударения сопла 4 с направляющей. Выполнение основания 6 с внешним диаметром (0,88…0,999) внешнего диаметра сопла 4 в сечении, проходящем через срез выходной части сопла 4, - обеспечивает повышение надежности функционирования снаряда в процессе схода с направляющей за счет сохранения целостности механизмов раскрытия, а также использование всей рабочей площади лопастей 7 на траектории, что приводит к их эффективной работе при воздействии на них набегающего потока воздуха.The proposed rocket works as follows. After the start of operation of the rocket part 2, the flow of combustion products is supplied through the nozzle 4, thereby initiating the movement of the rocket. When leaving the guide, due to the large relative elongation and low escape velocity, the rocket projectile sags, however, taking into account the selected parameters of the essential features, the possibility of a collision with the guide is excluded. Making the diameter of the nozzle 4 in the section passing through the cut of the output part of the nozzle (0.85...0.97) of the caliber of the missile and the cylindrical section 8, with a width of (0.04...0.22) of the caliber of the missile - ensures increased reliability of the functioning of the missile in the process of leaving the guide by reducing the likelihood of the nozzle 4 colliding with the guide. Making the base 6 with an outer diameter (0.88...0.999) of the outer diameter of the nozzle 4 in a section passing through the cut of the outlet part of the nozzle 4 ensures increased reliability of the functioning of the projectile in the process of leaving the guide by maintaining the integrity of the opening mechanisms, as well as the use of all the working area of the blades 7 on the trajectory, which leads to their efficient operation when exposed to the oncoming air flow.
Выполнение реактивного снаряда в соответствии с изобретением позволило обеспечить надежность функционирования реактивного снаряда в процессе схода с направляющей.The implementation of the missile in accordance with the invention made it possible to ensure reliable functioning of the missile in the process of leaving the guide.
Изобретение может быть использовано при разработке различных реактивных снарядах систем залпового огня.The invention can be used in the development of various multiple launch rocket systems.
Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями опытных образцов реактивных снарядов, выполненных в соответствии с изобретением.This positive effect is confirmed by testing prototypes of missiles made in accordance with the invention.
В настоящее время разработана конструкторская документация, намечено серийное производство.Currently, design documentation has been developed and mass production is planned.
Claims (2)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2806232C1 true RU2806232C1 (en) | 2023-10-30 |
Family
ID=
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2107251C1 (en) * | 1996-08-12 | 1998-03-20 | Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Rocket projectile launched from launching tube |
| RU2233419C2 (en) * | 2002-07-30 | 2004-07-27 | Новосибирский завод искусственного волокна | Jet projectile |
| RU2258890C1 (en) * | 2004-08-13 | 2005-08-20 | Федеральное Государственное унитарное предприятие "Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Rocket projectile |
| RU2611795C1 (en) * | 2015-11-24 | 2017-03-01 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "Базальт" (АО "НПО "Базальт") | Jet projectile |
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2107251C1 (en) * | 1996-08-12 | 1998-03-20 | Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Rocket projectile launched from launching tube |
| RU2233419C2 (en) * | 2002-07-30 | 2004-07-27 | Новосибирский завод искусственного волокна | Jet projectile |
| RU2258890C1 (en) * | 2004-08-13 | 2005-08-20 | Федеральное Государственное унитарное предприятие "Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Rocket projectile |
| RU2611795C1 (en) * | 2015-11-24 | 2017-03-01 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "Базальт" (АО "НПО "Базальт") | Jet projectile |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JPH07301499A (en) | Tandem-type warhead having piezoelectric direct action fuze | |
| RU2806232C1 (en) | Rocket projectile launched from tubular guide | |
| RU2282741C1 (en) | Solid-propellant charge for acceleration-and-cruise propulsion rocket engine of guided missile | |
| US3442083A (en) | Adjustable variable thrust propulsion device | |
| US1669969A (en) | Gun cartridge | |
| US3345948A (en) | Projectile | |
| RU2798116C1 (en) | Missile part of a rotating rocket projectile launched from a smoothbore tubular guide | |
| RU2808543C1 (en) | Rocket part of missile fired from tubular guide | |
| RU2814001C1 (en) | Rocket part of rocket projectile | |
| RU2808695C1 (en) | Rocket part of missile fired from tubular guide | |
| RU2538645C1 (en) | Method of extending area of applicability of coned-bore rocket and coned-bore rocket implementing method | |
| RU2604772C1 (en) | Pulsed solid-fuel engine | |
| RU2798046C1 (en) | Solid propellant rocket engine | |
| US3008378A (en) | Powder grain baffle for recoilless rifle | |
| RU2790916C1 (en) | Dual-mode solid propellant rocket engine | |
| Waggener | The evolution of air target warheads | |
| RU2678602C1 (en) | Rocket engine for solid fuel for hinder parts separated | |
| RU2816347C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU176826U1 (en) | REACTIVE APPARATUS WITH SINGLE-CHAMBER TWO-MODE ENGINE OF TANGE-RADIAL FLOW OF COMBUSTION PRODUCTS | |
| RU2118789C1 (en) | Active-reactive projectile | |
| RU2623373C1 (en) | Missile | |
| RU2790914C1 (en) | Solid propellant rocket engine | |
| RU2391530C1 (en) | Rocket solid fuel charge | |
| RU2795013C1 (en) | Missile | |
| RU213784U1 (en) | HEAT projectile |