RU2808543C1 - Rocket part of missile fired from tubular guide - Google Patents
Rocket part of missile fired from tubular guide Download PDFInfo
- Publication number
- RU2808543C1 RU2808543C1 RU2023113938A RU2023113938A RU2808543C1 RU 2808543 C1 RU2808543 C1 RU 2808543C1 RU 2023113938 A RU2023113938 A RU 2023113938A RU 2023113938 A RU2023113938 A RU 2023113938A RU 2808543 C1 RU2808543 C1 RU 2808543C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- base
- rocket
- nozzle
- blades
- missile
- Prior art date
Links
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 claims abstract description 9
- 239000000446 fuel Substances 0.000 abstract description 7
- 238000001816 cooling Methods 0.000 abstract description 4
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 abstract description 4
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 description 5
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 3
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 3
- 238000013461 design Methods 0.000 description 3
- 238000010304 firing Methods 0.000 description 2
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 2
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 230000008092 positive effect Effects 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- 230000002277 temperature effect Effects 0.000 description 1
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 1
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 двигателей реактивных снарядов систем залпового огня является обеспечение надежности функционирования ракетной части с использованием высокоэнергетических топлив. One of the main tasks that arises when designing rocket engines for multiple launch rocket systems is to ensure the reliable functioning of the rocket unit using high-energy fuels.
Известна конструкция ракетной части, содержащая блок стабилизаторов, лопасти 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 part is known, containing a block of stabilizers, blades 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., page 10, Fig. 1.2).
Таким образом, задачей данного технического решения являлась разработка ракетной части, обеспечивающей функционирование реактивного снаряда на относительно небольшие дальности полета при применении твердых топлив, обладающих относительно невысокими энергетическими характеристиками.Thus, the objective of this technical solution was to develop a rocket part that would ensure the functioning of a missile over relatively short flight ranges when using solid fuels with relatively low energy characteristics.
Общими признаками с предлагаемой ракетной частью является наличие блока стабилизаторов, лопастей и сопла.Common features with the proposed rocket part are the presence of a block of stabilizers, blades and nozzles.
Вместе с тем, данная конструкция имеет существенный недостаток, заключающийся в невозможности функционирования при условии применения современных высокоэнергетических топлив.However, this design has a significant drawback, namely the impossibility of functioning under the condition of using modern high-energy fuels.
Наиболее близким по технической сути и достигаемому техническому результату является сопловой блок ракетного двигателя твердого топлива с установленным на нем блоком стабилизаторов, содержащего лопасти, основание с пазами, входной и выходной конусы сопла (см. патент РФ №2179651, БИ №5, опубл.20.02.2002 г.), принятый за прототип.The closest in technical essence and achieved technical result is the nozzle block of a solid fuel rocket engine with a stabilizer block installed on it, containing blades, a base with grooves, inlet and outlet cones of the nozzle (see RF patent No. 2179651, BI No. 5, publ. 20.02 .2002), adopted as a prototype.
Известное техническое решение работает следующим образом. При движении реактивного снаряда на активном участке траектории возникают значительные тепловые нагрузки на элементы его конструкции. При этом соотношения диаметров, толщины радиального зазора вкладыша и наличие турбулизаторов обеспечивает отсутствие нагрева сопла свыше допускаемых температур, что исключает деформацию соплового блока и, как следствие, обеспечивает требуемые параметры точности и кучности стрельбы реактивными снарядами. Однако, при реализации данного технического решения в ракетных двигателях при использовании современных высокотемпературных топлив возникает проблема с обеспечением надежности функционирования ракетного двигателя. Наличие высоких температур в сопле ракетной части может привести к его деформации, прогару выходного конуса сопла и, как следствие, нарушению его целостности.The known technical solution works as follows. When a rocket moves in the active part of its trajectory, significant thermal loads arise on its structural elements. At the same time, the ratio of the diameters, the thickness of the radial gap of the liner and the presence of turbulators ensures that the nozzle does not heat above the permissible temperatures, which eliminates deformation of the nozzle block and, as a consequence, provides the required parameters for the accuracy and accuracy of firing rockets. However, when implementing this technical solution in rocket engines when using modern high-temperature fuels, a problem arises with ensuring the reliable functioning of the rocket engine. The presence of high temperatures in the nozzle of the rocket part can lead to its deformation, burnout of the nozzle exit cone and, as a result, damage to its integrity.
Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) является повышение точности и кучности стрельбы реактивными снарядами.Thus, the objective of this technical solution (prototype) is to increase the accuracy and accuracy of firing rockets.
Общими признаками с предлагаемым устройством является наличие блока стабилизаторов, лопастей, основания с пазами на цилиндрической поверхности для фиксации лопастей, входного и выходного конусов сопла.Common features with the proposed device are the presence of a block of stabilizers, blades, a base with grooves on the cylindrical surface for fixing the blades, and inlet and outlet cones of the nozzle.
В отличии от прототипа в предлагаемой ракетной части на основании выполнены одно или более дренажных отверстий, находящихся на расстоянии (0,001…0,08) длины основания от торца основания, суммарная площадь которых составляет (0,001…0,017) площади поверхности выходного конуса сопла, под основанием (от плоскости радиального сечения, проходящего через точку сопряжения критического сечения сопла с выходным конусом до торца основания).Unlike the prototype, in the proposed missile part, one or more drainage holes are made on the base, located at a distance of (0.001...0.08) the length of the base from the end of the base, the total area of which is (0.001...0.017) the surface area of the nozzle exit cone, under the base (from the plane of the radial section passing through the point of intersection of the critical section of the nozzle with the outlet cone to the end of the base).
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 ракетной части с использованием высокоэнергетических топлив.The objective of the proposed invention is to ensure the reliable functioning of the rocket unit using high-energy fuels.
Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известной ракетной части, содержащей блок стабилизаторов, лопасти, основание с пазами на цилиндрической поверхности для фиксации лопастей, сопло, включающее входной и выходной конусы, отличающийся тем, что на основании выполнены одно или более дренажных отверстий, находящихся на расстоянии (L1) равном (0,001…0,08) длины основания (Lоб) от торца основания, суммарная площадь которых составляет (0,001…0,017) площади поверхности выходного конуса сопла под основанием.The specified technical result when implementing the invention is achieved by the fact that in the known rocket part containing a block of stabilizers, blades, a base with grooves on a cylindrical surface for fixing the blades, a nozzle including inlet and outlet cones, characterized in that one or more drainage holes located at a distance (L 1 ) equal to (0.001...0.08) the length of the base (L about ) from the end of the base, the total area of which is (0.001...0.017) the surface area of the nozzle exit cone under the base.
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 дренажных отверстий на расстоянии (0,001…0,08) Lоб от торца основания - обеспечить надежность функционирования ракетной части после выхода реактивного снаряда из направляющей. Выполнение дренажных отверстий на расстоянии менее 0,001 Lоб от торца основания приводит к снижению прочности основания, что, как следствие, может привести к нарушению его целостности в районе торца и, как результат, к снижению надежности функционирования ракетной части после выхода реактивного снаряда из направляющей. Выполнение дренажных отверстий на расстоянии более 0,08 Lоб от торца основания приводит к возникновению значительной рециркуляционной зоны, что может привести к нагреву сопла свыше допускаемых температур и, как следствие, к повышению вероятности деформации сопла, что, как результат, приведет к понижению надежности функционирования ракетной части после выхода реактивного снаряда из направляющей.- making drainage holes at a distance of (0.001...0.08) L about from the end of the base - to ensure reliable functioning of the missile unit after the missile leaves the guide. Making drainage holes at a distance of less than 0.001 L about from the end of the base leads to a decrease in the strength of the base, which, as a consequence, can lead to a violation of its integrity in the area of the end and, as a result, to a decrease in the reliability of the functioning of the missile part after the missile exits the guide. Making drainage holes at a distance of more than 0.08 L about from the end of the base leads to the emergence of a significant recirculation zone, which can lead to heating of the nozzle above the permissible temperatures and, as a result, to an increase in the likelihood of deformation of the nozzle, which, as a result, will lead to a decrease in reliability functioning of the missile unit after the missile exits the guide.
- выполнения суммарной площади дренажных отверстий (0,001…0,017) площади поверхности выходного конуса сопла под основанием - обеспечить надежность функционирования ракетной части после выхода реактивного снаряда из направляющей. Выполнение суммарной площади дренажных отверстий менее 0,001 площади поверхности выходного конуса сопла под основанием приводит к уменьшению скорости воздушного потока в объеме между основанием и соплом и, как следствие, к увеличению температурного воздействия, действующего на сопло, что может привести к деформации выходного конуса и, как результат, понизить надежность функционирования ракетной части после выхода реактивного снаряда из направляющей. Выполнение суммарной площади дренажных отверстий более 0,017 площади поверхности выходного конуса сопла под основанием приводит к снижению прочности основания, что может привести к нарушению его целостности и, как результат, к снижению надежности функционирования ракетной части после выхода реактивного снаряда из направляющей.- making the total area of the drainage holes (0.001...0.017) the surface area of the nozzle exit cone under the base - to ensure the reliable functioning of the missile part after the missile exits the guide. Making the total area of the drainage holes less than 0.001 of the surface area of the nozzle outlet cone under the base leads to a decrease in the air flow velocity in the volume between the base and the nozzle and, as a consequence, to an increase in the temperature effect acting on the nozzle, which can lead to deformation of the outlet cone and, as a result, The result is to reduce the reliability of the functioning of the missile unit after the missile exits the guide. Making the total area of the drainage holes more than 0.017 of the surface area of the nozzle exit cone under the base leads to a decrease in the strength of the base, which can lead to a violation of its integrity and, as a result, to a decrease in the reliability of the functioning of the missile part after the missile exits the guide.
- выполнения одного или более дренажных отверстий на основании- обеспечить надежное функционирование ракетной части после выхода реактивного снаряда из направляющей. Отсутствие дренажных отверстий на основании может, при использовании высокоэнергетических топлив, привести к избыточному нагреву внешней поверхности выходного конуса сопла и, как следствие, к повышению вероятности деформации выходного конуса, и, соответственно, к снижению надежности функционирования ракетной части после выхода реактивного снаряда из направляющей.- making one or more drainage holes on the base to ensure reliable operation of the missile part after the missile exits the guide. The absence of drainage holes on the base can, when using high-energy fuels, lead to excessive heating of the outer surface of the nozzle exit cone and, as a result, to an increased likelihood of deformation of the exit cone, and, accordingly, to a decrease in the reliability of the functioning of the rocket part after the missile exits the guide.
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 известной ракетной части, содержащей блок стабилизаторов, лопасти, основание с пазами на цилиндрической поверхности для фиксации лопастей, сопло, включающее входной и выходной конусы, отличающийся тем, что на основании выполнены одно или более дренажных отверстий, находящихся на расстоянии (0,001…0,08) длины основания (Lоб) от торца основания, суммарная площадь которых составляет (0,001…0,017) площади поверхности выходного конуса сопла под основанием.The essence of the invention lies in the fact that in the known rocket part containing a block of stabilizers, blades, a base with grooves on a cylindrical surface for fixing the blades, a nozzle including inlet and outlet cones, characterized in that on the base there are one or more drainage holes located at a distance of (0.001...0.08) the length of the base (L about ) from the end of the base, the total area of which is (0.001...0.017) the surface area of the nozzle exit cone under the base.
Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг. 1 изображена предлагаемая ракетная часть.The essence of the invention is illustrated by the drawing, where in FIG. 1 shows the proposed missile part.
Предлагаемая ракетная часть содержит блок стабилизаторов 1, лопасти 2, основание 3 с пазами 4 на цилиндрической поверхности для фиксации лопастей, сопло 5, включающее входной 6 и выходной 7 конусы, на основании выполнены одно или более дренажных отверстий 8, находящихся на расстоянии (0,001…0,08) длины основания (Lоб) от торца основания, суммарная площадь которых составляет (0,001…0,017) площади поверхности выходного конуса сопла под основанием.The proposed rocket part contains a block of stabilizers 1, blades 2, a base 3 with grooves 4 on the cylindrical surface for fixing the blades, a nozzle 5, including inlet 6 and outlet 7 cones, on the base there are one or more drainage holes 8 located at a distance of (0.001... 0.08) base length (L about ) from the end of the base, the total area of which is (0.001...0.017) the surface area of the nozzle exit cone under the base.
Предложенная ракетная часть работает следующим образом. После запуска ракетного двигателя на сопло 5 ракетной части воздействуют высокотемпературные потоки продуктов сгорания. После выхода реактивного снаряда из направляющей набегающий поток наружного холодного воздуха поступает через пазы в основании 4 и обеспечивает охлаждение выходного конуса сопла 7. За счет оттока нагретого воздуха через дренажные отверстия 8, расположенных на расстоянии (0,001…0,08) длины основания 3 от торца основания 3, суммарной площади (0,001…0,017) площади поверхности выходного конуса сопла 7 под основанием 3 и выполнения одного или более дренажных отверстий 8 на основании 3 обеспечиваются требуемые параметры воздухообмена в объеме между основанием и соплом, что, как результат приводит к эффективному охлаждению выходного конуса 7 сопла 5 и, как следствие, к надежному функционированию ракетной части после выхода реактивного снаряда из направляющей.The proposed rocket part works as follows. After starting the rocket engine, the nozzle 5 of the rocket part is exposed to high-temperature flows of combustion products. After the missile exits the guide, the incoming flow of external cold air enters through the grooves in the base 4 and provides cooling of the exit cone of the nozzle 7. Due to the outflow of heated air through the drainage holes 8, located at a distance of (0.001...0.08) the length of the base 3 from the end base 3, the total area (0.001...0.017) of the surface area of the outlet cone of the nozzle 7 under the base 3 and the execution of one or more drainage holes 8 on the base 3 provide the required air exchange parameters in the volume between the base and the nozzle, which, as a result, leads to effective cooling of the outlet cone 7 of nozzle 5 and, as a consequence, to the reliable functioning of the rocket part after the missile exits the guide.
Выполнение ракетной части в соответствии с изобретением позволило обеспечить надежность функционирования ракетной части с использованием высокоэнергетических топлив за счет эффективного охлаждения выходного конуса сопла.The implementation of the rocket part in accordance with the invention made it possible to ensure reliable functioning of the rocket part using high-energy fuels due to the effective cooling of the nozzle exit cone.
Изобретение может быть использовано при разработке различных РДТТ, использующихся в реактивных снарядах систем залпового огня.The invention can be used in the development of various solid propellant rocket engines used in multiple launch rocket systems.
Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями опытных образцов РДТТ, выполненных в соответствии с изобретением.This positive effect is confirmed by testing prototype solid propellant rocket engines 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 (3)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2808543C1 true RU2808543C1 (en) | 2023-11-29 |
Family
ID=
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2059859C1 (en) * | 1993-05-24 | 1996-05-10 | Конструкторское бюро приборостроения | Rocket engine for projectile |
| RU2179651C1 (en) * | 2001-03-12 | 2002-02-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Производственное объединение "Алмаз" | Nozzle unit of solid-propellant rocker engine with fitted-on stabilizer unit |
| ES2251578T3 (en) * | 2001-03-13 | 2006-05-01 | Raytheon Company | PUSH VECTOR CONTROL DEFLECTOR SUITABLE TO DISGREGATE. |
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2059859C1 (en) * | 1993-05-24 | 1996-05-10 | Конструкторское бюро приборостроения | Rocket engine for projectile |
| RU2179651C1 (en) * | 2001-03-12 | 2002-02-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Производственное объединение "Алмаз" | Nozzle unit of solid-propellant rocker engine with fitted-on stabilizer unit |
| ES2251578T3 (en) * | 2001-03-13 | 2006-05-01 | Raytheon Company | PUSH VECTOR CONTROL DEFLECTOR SUITABLE TO DISGREGATE. |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN114746700B (en) | Rotary detonation combustion and heat exchanger system | |
| US2958183A (en) | Rocket combustion chamber | |
| CN112228247A (en) | A guide vane type casing type grain column structure with honeycomb holes | |
| RU2808543C1 (en) | Rocket part of missile fired from tubular guide | |
| US3447318A (en) | Wall element for combustion chambers | |
| US3442083A (en) | Adjustable variable thrust propulsion device | |
| US9021783B2 (en) | Pulse detonation engine having a scroll ejector attenuator | |
| RU2808695C1 (en) | Rocket part of missile fired from tubular guide | |
| RU2806232C1 (en) | Rocket projectile launched from tubular guide | |
| RU2133864C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| US11299999B2 (en) | Apparatus for adjusting clearance and gas turbine including the same | |
| RU2798116C1 (en) | Missile part of a rotating rocket projectile launched from a smoothbore tubular guide | |
| RU2585211C1 (en) | Missile with air-jet engine | |
| RU2814001C1 (en) | Rocket part of rocket projectile | |
| US3300142A (en) | Rocket nozzle capable of inducing flow separation | |
| RU2798046C1 (en) | Solid propellant rocket engine | |
| RU2176068C1 (en) | Jet projectile launched from launching tube | |
| Kanmuri et al. | Transient analysis of LOX/LH2 rocket engine (LE-7) | |
| RU2791165C1 (en) | Missile body of a rocket projectile | |
| RU2790916C1 (en) | Dual-mode solid propellant rocket engine | |
| RU2835467C1 (en) | Missile rocket part | |
| RU2790914C1 (en) | Solid propellant rocket engine | |
| Naghib-Lahouti et al. | Investigation of the effect of base bleed on thrust performance of a truncated aerospike nozzle in off-design conditions | |
| RU2179651C1 (en) | Nozzle unit of solid-propellant rocker engine with fitted-on stabilizer unit | |
| Webster | Integral rocket/ramjet propulsion-flight data correlation and analysis techniques |