RU2200865C1 - Rocket engine of artillery controlled projectile - Google Patents

Abstract

FIELD: war material. SUBSTANCE: rocket engine of artillery controlled projectile has housing in form of sectors in cylindrical chambers of which channel propellant charge are installed, front cover and nozzle cover with diaphragm in sectors in form of stepped bushing with gas radial and central channels, and igniter with initiator. Engine is furnished with divider in each sector installed in clearance between propellant charge and sector housing wall and made in form of plate curved to radius. Stepped bushing of each sector is provided with rectangular space and is installed with larger side of rectangular space and radial channels pointed n direction of action of centrifugal forces at rotation of projectile. Radial channels are made diverging , and divider is installed opposite to peripheral channel of stepped bushing at distance from end face of stepped bushing equal to 0.2-0.3 of length of propellant charge. Width of divider plate is 0.1-0.2 of width of outlet of stepped bushing radial channel. Thickness of plate is equal to size of clearance between propellant charge and housing wall. EFFECT: improved reliability of engine at below zero ambient temperature. 2 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях ракетных двигателей на твердом топливе для снарядов, выстреливаемых из артиллерийских орудий. The invention relates to rocket technology and can be used in the construction of solid propellant rocket engines for shells fired from artillery pieces.

Из литературы [1] известен ракетный двигатель снаряда, выстреливаемого из ствола артиллерийского орудия, являющийся аналогом предлагаемого устройства. Этот ракетный двигатель содержит корпус, в котором размещены: пороховой заряд, воспламенитель и инициатор для зажжения воспламенителя. Стабилизатор ножевого типа размещен в выемке, выполненной за соплом. Корпус имеет переднюю и сопловую крышки. From the literature [1] the rocket engine of a projectile fired from the barrel of an artillery gun is known, which is an analogue of the proposed device. This rocket engine contains a housing in which are placed: a powder charge, an igniter and an initiator for igniting the igniter. The knife-type stabilizer is placed in a recess made behind the nozzle. The housing has a front and nozzle cover.

Однако такая конструкция значительно увеличивает габаритные размеры снаряда, обусловленные необходимостью размещения стабилизаторов ножевого типа последовательно с корпусом ракетного двигателя. Кроме того, не обеспечивается надежное зажжение порохового заряда при минусовых температурах из-за сепарации высокотемпературных твердых частиц при сгорании воспламенителя на периферийные холодные стенки корпуса двигателя при вращении снаряда с угловой скоростью, обусловленной нарезным стволом артиллерийского орудия и ведущим пояском, закрепленным на корпусе снаряда. However, this design significantly increases the overall dimensions of the projectile, due to the need to place stabilizers of knife type in series with the body of the rocket engine. In addition, reliable ignition of the powder charge at subzero temperatures is not ensured due to the separation of high-temperature solid particles during the ignition combustion on the peripheral cold walls of the engine shell during rotation of the projectile at an angular velocity caused by a rifled artillery gun barrel and a driving belt fixed to the projectile body.

Наиболее близким аналогом предлагаемой конструкции ракетного двигателя является известное устройство ракетного двигателя артиллерийского управляемого снаряда [2], которое в значительной мере исключает вышеприведенные недостатки. The closest analogue of the proposed design of the rocket engine is the known device of the rocket engine of an artillery guided projectile [2], which largely eliminates the above disadvantages.

Этот ракетный двигатель содержит корпус в виде секторов, в цилиндрических камерах которых установлены канальные пороховые шашки, а сектора скреплены между собой передней крышкой и сопловой крышкой, выполненной с диафрагмой в виде ступенчатой втулки с газоходными радиальными и центральным каналами. Для зажжения порохового заряда установлены воспламенитель с инициатором. Наружный диаметр корпуса двигателя соответствует калибру снаряда. Приведенная конструкция ракетного двигателя обеспечивает возможность размещения лопастей стабилизатора ножевого типа в зазорах корпуса между секторов, что значительно снижает длину снаряда. This rocket engine contains a housing in the form of sectors, in the cylindrical chambers of which channel powder checkers are installed, and the sectors are fastened together by a front cover and a nozzle cover made with a diaphragm in the form of a stepped sleeve with radial and central ducts. To ignite the powder charge, an igniter with an initiator is installed. The outer diameter of the engine housing corresponds to the caliber of the projectile. The above design of the rocket engine provides the ability to place the blade stabilizer blade type in the gaps of the housing between the sectors, which significantly reduces the length of the projectile.

Однако описанный ракетный двигатель не обеспечивает надежное зажжение порохового заряда, размещенного в секторах, при минусовых температурах боевого использования. However, the described rocket engine does not provide reliable ignition of the powder charge placed in the sectors at sub-zero temperatures of combat use.

Объясняется это следующим. При выстреле снаряда из артиллерийского орудия во внутренних полостях ракетного двигателя действуют значительные центробежные силы, вызванные наличием крутящего момента при вращении снаряда за счет винтовых нарезов канала ствола. Так как ракетный двигатель запускается после выхода из ствола, то скорость углового вращения будет максимальной. При срабатывании воспламенителя зажжение порохового заряда во многом зависит от распределения высокотемпературных горячих твердых частиц воспламенителя по поверхности шашек твердотопливного порохового заряда. Из-за значительной центробежной силы практически все твердые частицы воспламенителя будут концентрироваться в зоне, наиболее удаленной от центра двигателя, т. е. на внутренней стенке секторов со стороны наружной поверхности двигателя. При этом теплоотдача в пороховой заряд будет происходить по небольшой ограниченной поверхности, снижая вероятность зажжения заряда, особенно при минусовых температурах запуска. This is explained as follows. When a projectile is fired from an artillery gun in the internal cavities of a rocket engine, significant centrifugal forces act due to the presence of torque during the rotation of the projectile due to helical rifling of the barrel channel. Since the rocket engine starts after exiting the barrel, the speed of angular rotation will be maximum. When the igniter is activated, the ignition of the powder charge largely depends on the distribution of high-temperature hot solid particles of the igniter over the surface of the solid propellant powder charge checkers. Due to the significant centrifugal force, almost all solid particles of the igniter will concentrate in the zone farthest from the center of the engine, i.e., on the inner wall of the sectors from the outer surface of the engine. In this case, heat transfer to the powder charge will occur on a small limited surface, reducing the probability of ignition of the charge, especially at minus starting temperatures.

Технической задачей изобретения является повышение надежности работы ракетного двигателя артиллерийского управляемого снаряда при минусовых температурах боевого использования. An object of the invention is to increase the reliability of the rocket engine of an artillery guided projectile at sub-zero temperatures for combat use.

Поставленная техническая задача решается с помощью приведенной ниже конструкции ракетного двигателя. The technical task is solved using the rocket engine design below.

Предлагаемый ракетный двигатель артиллерийского управляемого снаряда содержит корпус в виде секторов, в цилиндрических камерах которых установлены канальные пороховые шашки, скрепленные передней крышкой и сопловой крышкой с диафрагмой в виде ступенчатой втулки с газоходными радиальными и центральным каналами, воспламенитель и инициатор. При этом двигатель снабжен в каждом секторе рассекателем газового потока, установленным в зазоре между пороховой шашкой и стенкой корпуса сектора и выполненным в виде изогнутой по радиусу пластины. При этом ступенчатая втулка каждого сектора выполнена с прямоугольной полостью и установлена с ориентацией большой стороны прямоугольной полости и радиальных каналов в направлении действия центробежных сил при вращении снаряда, а рассекатель установлен напротив периферийного канала ступенчатой втулки и выполнен толщиной, равной величине зазора между шашкой и стенкой корпуса. При этом радиальные каналы ступенчатой втулки выполнены расширяющимися, а рассекатель установлен от торца ступенчатой втулки на расстоянии 0,2÷0,3 длины шашки, и пластина рассекателя выполнена шириной 0,1÷0,2 ширины выхода радиального канала ступенчатой втулки. The proposed rocket engine of an artillery guided projectile contains a housing in the form of sectors, in the cylindrical chambers of which there are channel powder checkers fastened by a front cover and a nozzle cover with a diaphragm in the form of a stepped sleeve with radial and central gas ducts, an igniter and an initiator. At the same time, the engine is equipped in each sector with a gas flow divider installed in the gap between the powder checker and the wall of the sector housing and made in the form of a plate bent along the radius. In this case, the stepped sleeve of each sector is made with a rectangular cavity and is installed with the orientation of the large side of the rectangular cavity and radial channels in the direction of centrifugal forces during the rotation of the projectile, and the divider is installed opposite the peripheral channel of the stepped sleeve and is made equal to the gap between the checker and the wall of the housing . In this case, the radial channels of the step sleeve are made expandable, and the divider is installed from the end of the step sleeve at a distance of 0.2 ÷ 0.3 lengths of the checker, and the divider plate is made with a width of 0.1 ÷ 0.2 of the exit width of the radial channel of the step sleeve.

Такое конструктивное решение обеспечивает повышение надежности работы ракетного двигателя при минусовых температурах использования за счет повышения теплового воздействия продуктов сгорания на пороховой заряд. Such a constructive solution provides an increase in the reliability of the rocket engine at sub-zero temperatures of use by increasing the thermal effect of the combustion products on the powder charge.

Предлагаемая конструкция ракетного двигателя артиллерийского управляемого снаряда показана на чертежах, где на фиг.1 изображен общий вид двигателя в разрезе, на фиг.2 - разрез по А-А на фиг.1, где показана ступенчатая втулка с газоходными каналами. The proposed design of a rocket engine of an artillery guided projectile is shown in the drawings, in which Fig. 1 shows a sectional view of the engine, in Fig. 2 is a section along AA in Fig. 1, where a stepped sleeve with gas ducts is shown.

Предложенный ракетный двигатель артиллерийского управляемого снаряда содержит корпус 1 в виде секторов 2, где размещен пороховой заряд 3 в виде канальных шашек и скрепленных передней 4 и сопловой 5 крышками. Заряд опирается на сопловую диафрагму 6, выполненную в виде ступенчатой втулки. Ступень большого диаметра имеет центральное отверстие 7 и образует с внутренней цилиндрической образующей сектора зазор 8, в который ориентированы наклонные радиальные каналы 9. Эти каналы входят с другой стороны в прямоугольную полость 10, ориентированной большой стороной и радиальными каналами по линии действия центробежных сил при вращении снаряда в зазор между пороховой шашкой и стенкой внутренней полости сектора. Против радиального канала размещен рассекатель 11 газового потока в виде изогнутой по радиусу пластины на расстоянии, равном 0,2÷0,3 длины шашки от торца ступенчатой втулки. При этом толщина В пластины равна величине зазора 8, а ширина С составляет 0,1-0,2 ширины D радиального канала 9. В сопле установлен пиротехнический инициатор 12 замедленного действия и воспламенитель 13. The proposed rocket engine of an artillery guided projectile contains a housing 1 in the form of sectors 2, where a powder charge 3 is placed in the form of channel pieces and fastened by the front 4 and nozzle 5 covers. The charge rests on the nozzle diaphragm 6, made in the form of a stepped sleeve. The large diameter step has a central hole 7 and forms a gap 8 from the inner cylindrical generatrix of the sector, into which the inclined radial channels 9 are oriented. These channels enter, on the other hand, into the rectangular cavity 10 oriented by the large side and the radial channels along the line of action of centrifugal forces during the rotation of the projectile into the gap between the powder checker and the wall of the internal cavity of the sector. A gas flow divider 11 is placed against the radial channel in the form of a plate bent along the radius at a distance equal to 0.2–0.3 of the length of the checker from the end of the step sleeve. In this case, the thickness B of the plate is equal to the gap 8, and the width C is 0.1-0.2 of the width D of the radial channel 9. A slow-acting pyrotechnic initiator 12 and an igniter 13 are installed in the nozzle.

Работа описанного ракетного двигателя заключается в следующем. The operation of the described rocket engine is as follows.

При выстреле пороховыми газами метательного устройства поджигается инициатор замедленного действия 12, который в свою очередь поджигает после выхода снаряда из ствола орудия воспламенитель 13. От воспламенителя пороховые газы через газоходный канал направляются в прямоугольную полость 10, где за счет наклонных каналов 9 сепарируются и большинство твердых частиц воспламенителя направляются на наружную поверхность пороховой шашки через зазор 8. Так как прямоугольная полость 10 своей большой стороной и радиальными каналами 9 ориентированы по линии действия центробежной силы при вращении снаряда, то наибольшее количество горячих твердых частиц воспламенителя попадает в периферийный радиальный канал, имея большую скорость. Эта скорость возрастает за счет его расширения и центробежной силы от вращения снаряда. Эти частицы свободно проходят в зазоре 8 расстояние до рассекателя 11, торцем которого разбрасываются по всей поверхности пороховой шашки. Кроме того, рассекатель занимает такое место, в которое стремятся под действием центробежной силы все твердые частицы воспламенителя, и заставляют их занимать более устойчивое положение, а следовательно, обеспечить их большую теплоотдачу. Все это позволяет обеспечить более надежное воспламенение порохового заряда при минусовых температурах. When firing powder propellant gases, a delayed-action initiator 12 is ignited, which in turn ignites the igniter 13 after the projectile leaves the gun barrel. From the ignitor, the powder gases are directed through the gas channel into the rectangular cavity 10, where most of the solid particles are separated by inclined channels 9 igniters are directed to the outer surface of the powder checkers through the gap 8. Since the rectangular cavity 10 with its large side and radial channels 9 are oriented of the centrifugal force line during rotation of the projectile, the greatest quantity of hot solid particles ignition misses the peripheral groove channel having a large speed. This speed increases due to its expansion and centrifugal force from the rotation of the projectile. These particles freely pass in the gap 8, the distance to the divider 11, the end of which is scattered across the entire surface of the powder checkers. In addition, the divider takes such a place in which all the solid particles of the ignitor tend to under the action of centrifugal force, and force them to occupy a more stable position, and therefore ensure their greater heat transfer. All this allows for more reliable ignition of the powder charge at subzero temperatures.

Размещение рассекателя на расстоянии L, равном 0,2÷0,3 длины пороховой шашки, обеспечивает устойчивое ее положение (без перекосов по длине) под действием центробежных перегрузок при вращении, так как ее центр тяжести по длине лежит на опоре в виде рассекателя, что исключает разрушение заряда при выстреле при перегрузках до 11000 единиц. Толщина рассекателя В равна величине зазора 8 и обеспечивает течение газа из радиального канала до рассекателя без воздействия на него возмущающих факторов, гасящих скорость газового потока. Placing the divider at a distance L equal to 0.2 ÷ 0.3 of the length of the powder checker ensures its stable position (without distortions in length) under the action of centrifugal overloads during rotation, since its center of gravity lies along the length of the support in the form of a divider, which eliminates the destruction of the charge when fired during overloads up to 11,000 units. The thickness of the divider B is equal to the gap 8 and ensures the gas flow from the radial channel to the divider without the influence of disturbing factors that dampen the gas flow rate.

Ширина рассекателя С подобрана экспериментально, равной 0,1÷0,2 ширины D выхода радиального канала, и обеспечивает наиболее эффективный охват разбрасываемыми частицами поверхности шашки. При меньшей ширине рассекателя твердые частицы "обтекают" рассекатель практически без их разбрасывания, а при большей ширине - появляются зоны, куда твердые частицы воспламенителя не попадают, что значительно влияет на разброс пикового давления в момент воспламенения порохового заряда. The width of the divider C is selected experimentally, equal to 0.1 ÷ 0.2 of the width D of the output of the radial channel, and provides the most effective coverage of the surface of the checker with scattered particles. With a smaller width of the divider, solid particles “flow” around the divider practically without scattering them, and with a larger width, zones appear where solid particles of the igniter do not fall, which significantly affects the spread of peak pressure at the moment of ignition of the powder charge.

Таким образом, предложенное устройство ракетного двигателя артиллерийского управляемого снаряда обеспечивает повышение надежности его работы при минусовых температурах окружающей среды. Thus, the proposed device rocket engine artillery guided projectile provides increased reliability of its operation at sub-zero ambient temperatures.

ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ
1. Снаряд США "Copperhed", журнал Nato's Sixteen Nations, August-September, 1983 - аналог.SOURCES OF INFORMATION
1. US Shell "Copperhed", Nato's Sixteen Nations, August-September, 1983 - analogue.

2. Патент России 2024776 по кл F 02 K 9/08 с приоритетом от 05.05.92 г., опубл. 15.12.94 г. - прототип. 2. Patent of Russia 2024776 to class F 02 K 9/08 with priority dated 05/05/92, publ. 12/15/94, the prototype.

Claims (1)

Ракетный двигатель артиллерийского управляемого снаряда, содержащий корпус в виде секторов, в цилиндрических камерах которых установлены канальные пороховые шашки, переднюю крышку и сопловую крышку с диафрагмой в секторах в виде ступенчатой втулки с газоходными радиальными и центральным каналами, воспламенитель с инициатором, отличающийся тем, что он снабжен в каждом секторе рассекателем, установленным в зазоре между пороховой шашкой и стенкой корпуса сектора и выполненным в виде изогнутой по радиусу пластины, при этом ступенчатая втулка каждого сектора выполнена с прямоугольной полостью и установлена с ориентацией большой стороны прямоугольной полости и радиальных каналов в направлении действия центробежных сил при вращении снаряда, причем радиальные каналы выполнены расширяющимися, а рассекатель установлен напротив периферийного канала ступенчатой втулки на расстоянии от торца ступенчатой втулки 0,2-0,3 длины пороховой шашки, при этом пластина рассекателя выполнена шириной 0,1-0,2 ширины выхода радиального канала ступенчатой втулки и толщиной, равной величине зазора между пороховой шашкой и стенкой корпуса. A rocket engine of an artillery guided projectile, comprising a housing in the form of sectors, in the cylindrical chambers of which are mounted powder guns, a front cover and a nozzle cover with a diaphragm in the sectors in the form of a stepped sleeve with radial and central ducts, an ignitor with an initiator, characterized in that it equipped in each sector with a divider installed in the gap between the powder checker and the wall of the sector housing and made in the form of a plate bent along the radius, with a step w the lane of each sector is made with a rectangular cavity and is installed with the orientation of the large side of the rectangular cavity and radial channels in the direction of centrifugal forces during the rotation of the projectile, the radial channels are expanding and the divider is installed opposite the peripheral channel of the step sleeve at a distance from the end face of the step sleeve 0.2 -0.3 the length of the powder checkers, while the divider plate is made with a width of 0.1-0.2 of the width of the output of the radial channel of the stepped sleeve and a thickness equal to the size of the gap ora between the powder checker and the wall of the body.

Images