RU2358231C2 - Method for launching guided projectile and guided projectile for its implementation - Google Patents

Abstract

FIELD: weapon.

SUBSTANCE: group of inventions relates to guided projectiles. The projectile contains an engine with channel propellant charge and ignition charge. A flange is fixed on the front end face of the propellant charge. A cavity containing the ignition charge is formed between the cover of the engine and flange. The cavity is connected with the channels of the propellant charge and cavities between its surface and the one of the engine by the inclined blast tubes. The projectile is launched together with thermogas dynamic ignition of the part of the propellant charge's surface using combustion products of the ignition charge disposed opposite to a nozzle block. The surface of the channels and outer surface of the propellant charge are also exposed to thermogas dynamic ignition by combustion products of the ignition charge at the same time. From the side of the ignition charge the surface of the propellant charge is isolated from exposure of thermogas dynamic jet, and combustion products of the ignition charge are removed in radial directions and before entering the channels of the propellant charge they are turned around towards the surfaces of the channels and the outer surface of the propellant charge.

EFFECT: reliable and stable engine run of the guided projectile with high thrust at high flight loading is provided.

2 cl, 2 dwg

Description

Предлагаемое изобретение относится к области военной техники, а именно к способам запуска управляемых реактивных снарядов и их конструкции.The present invention relates to the field of military equipment, and in particular to methods of launching guided missiles and their design.

Известен способ запуска управляемого реактивного снаряда (патент RU №2247310 от 19.01.2004 г. Опубликован 27.02.2005 г. Бюл. №6), выбранный за прототип, включающий включение ракетного двигателя путем термогазодинамического воздействия продуктами сгорания на часть торцевой поверхности заряда, которую ограничивают сообщенной с камерой сгорания двигателя полостью. Воздействие производят посредством термогазодинамических струй, направленных под углом к торцевой поверхности заряда. Продукты сгорания с торцевой поверхности заряда перемещают вдоль оси заряда и разворачивают перед входом в сопловой блок двигателя, одновременно перепускают их в радиальном и тангенциальном направлениях.A known method of launching a guided missile (patent RU No. 2247310 dated 01/19/2004, published on February 27, 2005, Bull. No. 6), selected as a prototype, which includes turning on a rocket engine by thermogasdynamic effects of combustion products on a part of the end surface of a charge, which is limited communicated with the combustion chamber of the engine cavity. The impact is produced by thermo-gas-dynamic jets directed at an angle to the end surface of the charge. Combustion products from the end surface of the charge are moved along the axis of the charge and deployed before entering the nozzle block of the engine, at the same time bypass them in the radial and tangential directions.

Этот способ обеспечивает поджиг пороховой шашки по ее каналу по торцам, имеющим переменное поперечное сечение на концах. Он обеспечивает полет неразделяющихся в полете снарядов, при этом лобовое сопротивление снаряда определяется калибром двигателя. По окончании его работы скорость снаряда резко падает. Схема с неотделяемым в полете двигателем нерациональна для высокоскоростных малогабаритных снарядов с большой дальностью полета. Наиболее целесообразна в этом случае схема с отделяемым разгонным двигателем большой тяги и коротким временем работы, при этом снаряд выполняют подкалиберным, который имеет малое лобовое сопротивление, а следовательно, и низкое падение скорости на траектории полета. Однако переднее расположение сопел не позволяет выполнить площадь их критического сечения, обеспечивающую быстрое сгорание топлива.This method provides ignition of the powder checkers along its channel at the ends having a variable cross section at the ends. It provides the flight of non-separable projectiles in flight, while the drag is determined by the caliber of the engine. At the end of its work, the projectile speed drops sharply. The scheme with an inseparable engine in flight is irrational for high-speed small-sized shells with a long flight range. The most expedient in this case is a circuit with a detachable high-throttle accelerating engine and short operating time, while the projectile is a sub-caliber projectile that has low drag and, consequently, a low velocity drop along the flight path. However, the front location of the nozzles does not allow to fulfill the area of their critical section, providing fast combustion of fuel.

Разгонный двигатель, имеющий большую тягу и малое время работы, требует от заряда обеспечения большой поверхности горения, при этом необходимо обеспечить одновременный поджиг всей поверхности горения, что невозможно при воздействии газодинамической струи воспламенительного заряда вдоль каналов при больших проходных сечениях. В результате чего часть продуктов сгорания от газовой струи не будет участвовать в поджоге заряда вследствие их прохождения вдоль каналов. При быстром разгоне возникают большие стартовые перегрузки, что может привести к разрушению шашки, особенно в конце догорания шашки.An accelerating engine having a large thrust and short operating time requires a large combustion surface from the charge, while it is necessary to ensure the simultaneous ignition of the entire combustion surface, which is impossible when a gas-dynamic jet of igniter charge along the channels with large passage sections. As a result, part of the combustion products from the gas jet will not participate in the arson of the charge due to their passage along the channels. With rapid acceleration, large starting overloads occur, which can lead to the destruction of the checkers, especially at the end of the burning of the checkers.

Способ реализован комплексом вооружения (патент RU №2247310 от 19.01.2004 г. Опубликован 27.02.2005 г. Бюл. №6), включающим управляемый снаряд, выбранный за прототип, со средством метания и ракетным двигателем, содержащим вкладной заряд твердого топлива, воспламенитель и устройство запуска. При этом заряд твердого топлива выполнен в виде цилиндрической канальной шашки с частично бронированной наружной поверхностью и наклонными наружными пазами, выполненными на наружной поверхности у переднего торца. Между задним торцом заряда и камерой сгорания выполнена сообщающаяся с ней полость, в которую из камеры высокого давления, образованной у заднего торца заряда и содержащей воспламенитель, выведены под углом к торцевой поверхности заряда газоводные каналы, а сопла двигателя размещены в продольных пазах заряда твердого топлива.The method is implemented by an armament complex (patent RU No. 2247310 dated 01/19/2004; Published on February 27, 2005; Bull. No. 6), which includes a guided projectile selected as a prototype, with a throwing device and a rocket engine containing an additional charge of solid fuel, an ignitor and trigger device. In this case, the charge of solid fuel is made in the form of a cylindrical channel checker with a partially armored outer surface and inclined outer grooves made on the outer surface at the front end. A cavity communicating with it is made between the rear end of the charge and the combustion chamber, into which gas-water channels are led out at an angle to the end surface of the charge from the high-pressure chamber formed at the rear end of the charge, and the engine nozzles are placed in the longitudinal grooves of the solid fuel charge.

Однако наличие пазов на переднем и заднем торце в заряде при горении по центральному каналу и пазам приводит к прогоранию свода заряда на концах в процессе работы двигателя, что при высоких перегрузках может привести к разрушению заряда на концах и возникновению нерасчетных забросов давления в камере двигательной установки. Переднее расположение сопел не позволяет выполнить площадь их критического сечения, обеспечивающую быстрое сгорание топлива без увеличения калибра двигателя. Это устройство подходит для не разделяющихся в полете снарядов с околозвуковой скоростью полета, при этом лобовое сопротивление снаряда определяется калибром двигателя, и не может быть использовано в высокоскоростных малогабаритных снарядах с большой дальностью полета.However, the presence of grooves on the front and rear ends in the charge during combustion along the central channel and grooves leads to burnout of the charge vault at the ends during engine operation, which at high overloads can lead to destruction of the charge at the ends and the occurrence of non-calculated pressure overshoots in the chamber of the propulsion system. The front location of the nozzles does not allow to fulfill the area of their critical section, providing quick combustion of fuel without increasing the caliber of the engine. This device is suitable for projectiles that are not separated in flight with a transonic speed of flight, while the frontal resistance of the projectile is determined by the caliber of the engine, and cannot be used in high-speed small-sized shells with a long flight range.

Задачей предлагаемого изобретения является обеспечение надежной и стабильной работы двигательной установки управляемого ракетного снаряда с высокой тягой при высоких полетных перегрузках.The objective of the invention is to ensure reliable and stable operation of the propulsion system of a guided missile projectile with high thrust at high flight overloads.

Решение поставленной задачи достигается способом запуска управляемого реактивного снаряда, включающим зажжение шашки путем термогазодинамического воздействия на часть поверхности пороховой шашки продуктами сгорания воспламенительного заряда, расположенного на торце двигателя, противоположном сопловому блоку, в котором новым является то, что изолируют поверхность шашки со стороны воспламенительного заряда от действия термогазодинамической струи, а термогазодинамическому воздействию продуктов сгорания воспламенительного заряда одновременно подвергают поверхности каналов и наружные поверхности шашки, причем продукты сгорания воспламенительного заряда перемещают в радиальных направлениях и перед входом в каналы шашки и полости между внешней поверхностью шашки и поверхностью двигателя разворачивают в направлении к наружным поверхностям шашки и поверхностям каналов.The solution to this problem is achieved by the method of launching a guided missile, which includes igniting the checker by thermogasdynamic action on a part of the surface of the powder checker with the products of combustion of an ignition charge located on the end of the engine opposite the nozzle block, in which the surface of the checker is insulated from the ignition charge from the action of thermogasdynamic jet, and thermogasdynamic effects of combustion products of an igniter charge simultaneously exposed the surface of the channels and the outer surface of the checker, and the products of combustion of the igniter charge are moved in radial directions and before entering the channels of the checker and the cavity between the outer surface of the checker and the surface of the engine unfold towards the outer surfaces of the checker and the surface of the channels.

Предлагаемое изобретение реализуется управляемым реактивным снарядом, содержащим двигатель с канальной пороховой шашкой и воспламенительный заряд, в котором новым является то, что он снабжен фланцем, закрепленным на переднем торце шашки, а между передней крышкой двигателя и фланцем образована полость, в которой размещен воспламенительный заряд, при этом во фланце выполнены наклонные газоводы, соединяющие упомянутую полость с каналами шашки и с полостями между поверхностью шашки и поверхностью двигателя.The present invention is implemented by a guided missile containing an engine with a channel powder checker and an igniter charge, in which it is new that it is equipped with a flange mounted on the front end of the checker, and a cavity is formed between the front engine cover and the flange, in which the igniter charge is placed, at the same time, inclined gas ducts are made in the flange connecting the said cavity with the channels of the checker and with the cavities between the surface of the checker and the surface of the engine.

При термогазодинамическом воздействии продуктов сгорания воспламенителя на поверхности каналов и наружную поверхность шашки обеспечивается одновременный их поджиг вследствие того, что продукты сгорания от воспламенителя перемещают в полости в радиальных направлениях и перед входом в каналы шашки разворачивают в направлении к поверхностям каналов и наружной поверхности шашки, обеспечивая поджиг воздействием газовой струи не вдоль каналов, где часть продуктов сгорания от воспламенителя проходит вдоль заряда и не участвует в поджиге, а за счет ее отражения от поверхностей шашки. При этом горящие частицы воспламенительного заряда врезаются в воспламеняемые поверхности шашки и ускоряют их поджиг при больших проходных сечениях каналов, что способствует уменьшению времени воспламенения, а следовательно, временному разбросу при воспламенении всех поверхностей шашки. Таким образом, происходит одновременный поджиг всех поверхностей шашки, этим обеспечивается малое время работы двигателя с большой тягой и стабильность работы.When thermogasdynamic effects of the products of ignition of the igniter on the surface of the channels and the outer surface of the checker are ensured, they are simultaneously ignited due to the fact that the products of combustion from the igniter are moved in the cavity in radial directions and before entering the channels of the checker, they are turned towards the surfaces of the channels and the outer surface of the checker, providing ignition the action of a gas jet not along the channels, where part of the combustion products from the igniter passes along the charge and does not participate in ignition , and due to its reflection from the surfaces of the checkers. In this case, the burning particles of the igniter charge crash into the flammable surfaces of the checkers and accelerate their ignition at large passage sections of the channels, which helps to reduce the ignition time and, consequently, the temporary spread during ignition of all the surfaces of the checker. Thus, there is a simultaneous ignition of all the surfaces of the pieces, this ensures a short time of the engine with great traction and stability.

За счет изолирования поверхности шашки со стороны воспламенителя фланцем и одновременного поджига обеспечивается равномерное выгорание шашки по всей длине, надежность и стабильность работы двигателя при высоких перегрузках, т.к. давление в камере двигателя поджимает заряд к фланцу, что предотвращает его преждевременное разрушение.By insulating the surface of the checker from the igniter side with the flange and simultaneously firing it ensures uniform burnout of the checker along the entire length, reliability and stability of the engine at high overloads, as the pressure in the engine chamber compresses the charge to the flange, which prevents its premature destruction.

Размещение воспламенителя в полости между крышкой двигателя и фланцем исключает влияние на него процессов, происходящих в камере сгорания двигателя, и дополнительно повышает надежность воспламенения заряда.The placement of the igniter in the cavity between the engine cover and the flange eliminates the influence on it of the processes occurring in the combustion chamber of the engine, and further increases the reliability of ignition of the charge.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежами, поясняющими способ запуска управляемого реактивного снаряда и его конструкцию, реализующую указанный способ. На чертежах изображено:The present invention is illustrated by drawings, explaining the method of launching a guided missile and its design that implements the specified method. The drawings show:

Фиг.1 - Управляемый реактивный снаряд;Figure 1 - Guided missile;

Фиг.2 - увеличенный вид полости с воспламенителем.Figure 2 is an enlarged view of the cavity with an igniter.

Управляемый реактивный снаряд содержит:Guided missile contains:

1 - воспламенительный заряд, 2 - воспламенитель, 3 - полость, 4 - передняя крышка, 5 - двигатель, 6 - фланец, 7 - шашка, 8 - каналы шашки, 9 - полость между внешней поверхностью шашки и поверхностью двигателя, 10 - внутренняя поверхность каналов, 11 - наружная поверхность каналов шашки, 12 - газоводы, 13 - газодинамическая струя, 14 - поверхности двигателя.1 - igniter charge, 2 - ignitor, 3 - cavity, 4 - front cover, 5 - engine, 6 - flange, 7 - checker, 8 - channels of the checker, 9 - cavity between the outer surface of the checker and the surface of the engine, 10 - inner surface channels, 11 - the outer surface of the checker channels, 12 - gas ducts, 13 - gas-dynamic jet, 14 - engine surface.

Предлагаемый способ реализуется следующим образом.The proposed method is implemented as follows.

Управляемый реактивный снаряд запускается при срабатывании воспламенительного заряда 1 от воспламенителя 2, находящегося в полости 3, образованной между передней крышкой 4 двигателя 5 и фланцем 6, закрепленного крышкой. При этом торец шашки 7 со стороны воспламенителя 2 изолирован фланцем 6. Продукты сгорания от воспламенительного заряда 1 перемещаются в радиальных направлениях и перед входом в каналы 8 шашки 7 и полости между внешней поверхностью шашки и поверхностью двигателя 9 разворачиваются в направлении к поверхностям шашки 10 и 11 с помощью газоводов 12, выполненных во фланце 6 под углом α к поверхностям шашки 10 и 11. При этом горящие частицы термогазодинамической струи 13 воспламенительного заряда 1 отражаются от поверхностей двигателя 14 и поверхностей шашки 10 и 11 под углом α, врезаясь в воспламеняемые поверхности 10 и 11 и поджигая их по всей длине.The guided missile is launched when the igniter charge 1 is fired from the igniter 2 located in the cavity 3 formed between the front cover 4 of the engine 5 and the flange 6 fixed by the cover. In this case, the end face of the checker 7 from the side of the igniter 2 is isolated by the flange 6. The combustion products from the igniter charge 1 move in radial directions and before entering the channels 8 of the checker 7 and the cavity between the outer surface of the checker and the surface of the engine 9 are turned towards the surfaces of the checker 10 and 11 using gas ducts 12, made in the flange 6 at an angle α to the surfaces of the pieces 10 and 11. In this case, the burning particles of the thermogasdynamic jet 13 of the igniter charge 1 are reflected from the surfaces of the engine 14 and surfaces w shki 10 and 11 at an angle α, cutting into flammable surfaces 10 and 11 and their burning its entire length.

Угол α определяют в каждом конкретном случае расчетно-эксперементальным путем при отработке снаряда.The angle α is determined in each case by the calculation and experimental way when developing a projectile.

Таким образом, предложенный способ запуска управляемого реактивного снаряда и управляемый реактивный снаряд для его реализации позволяют:Thus, the proposed method of launching a guided missile and guided missile for its implementation allow:

- обеспечить надежность и стабильность работы двигателя с высокой тягой при высоких полетных перегрузках за счет изолирования заряда по переднему торцу фланцем и обеспечения одновременного поджига всех поверхностей заряда.- to ensure reliability and stability of the engine with high thrust at high flight overloads due to the isolation of the charge at the front end of the flange and the simultaneous ignition of all surfaces of the charge.

Claims (2)

1. Способ запуска управляемого реактивного снаряда, включающий зажигание шашки путем термогазодинамического воздействия на часть поверхности пороховой шашки продуктами сгорания воспламенительного заряда, расположенного на торце двигателя, противоположном сопловому блоку, отличающийся тем, что изолируют поверхность шашки со стороны воспламенительного заряда от действия термогазодинамической струи, а термогазодинамическому воздействию продуктов сгорания воспламенительного заряда одновременно подвергают поверхности каналов и наружную поверхность шашки, причем продукты сгорания воспламенительного заряда перемещают в радиальных направлениях и перед входом в каналы шашки и полости между внешней поверхностью шашки и поверхностью двигателя разворачивают в направлении к наружным поверхностям шашки и поверхностям каналов.1. The method of launching a guided missile, including igniting the checkers by thermogasdynamic impact on a part of the surface of the powder checkers with products of combustion of an ignition charge located on the end of the engine opposite the nozzle block, characterized in that they isolate the surface of the checker from the side of the ignition charge from the action of a thermo-gas-dynamic jet, and the thermogasdynamic effects of combustion products of an igniter charge are simultaneously exposed to the surface of the channels and the original surface of the checker, and the products of combustion of the igniter charge are moved in radial directions, and before entering the channels of the checker and the cavity between the outer surface of the checker and the surface of the engine is turned towards the outer surfaces of the checker and the surfaces of the channels. 2. Управляемый реактивный снаряд, содержащий двигатель с канальной пороховой шашкой и воспламенительный заряд, отличающийся тем, что он снабжен фланцем, закрепленным на переднем торце шашки, а между передней крышкой двигателя и фланцем образована полость, в которой размещен воспламенительный заряд, при этом во фланце выполнены наклонные газоводы, соединяющие упомянутую полость с каналами шашки и с полостями между поверхностью шашки и поверхностью двигателя. 2. A guided missile containing an engine with a channel powder checker and an igniter charge, characterized in that it is equipped with a flange mounted on the front end of the checker, and a cavity is formed between the front engine cover and the flange, in which the igniter charge is placed, while in the flange inclined gas ducts are made connecting the said cavity with the channels of the checker and with the cavities between the surface of the checker and the surface of the engine.

Images