RU2393423C1 - Double-stage coned-bore controlled missile - Google Patents

Abstract

FIELD: weapons and ammunition.

SUBSTANCE: double-stage coned-bore controlled missile comprises cruise stage of lower calibre and separated engine made of composite material with powder charge and cylindrical frame with coned-ogive front part. Coned-ogive part of engine body is arranged with length of (1.6…6.5) of calibre, and thickness of its wall is arranged as increasing in direction from cylindrical part of body to front end of engine. Charge is fixed to body of engine along the whole side surface, and engine and cruise stage are arranged with weight ratio of 2.2…3.9 with ratio of charge weight to common weight of missile of 0.3…0.62.

EFFECT: reduced aerodynamic resistance and increased reliability of missile due to establishment of optimal ratio of weight characteristics of missile stages, geometric parametres of coned-ogive front part of engine.

2 dwg

Description

Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в конструкции малогабаритных ракет, летающих в плотных слоях атмосферыThe present invention relates to the field of rocket technology and can be used in the construction of small-sized missiles flying in dense layers of the atmosphere

В конструкциях многих ракет, преимущественно зенитных, для сообщения им высокой скорости полета на начальном участке траектории применяют стартовый двигатель, обычно отделяющийся от маршевой ступени после интенсивного кратковременного выгорания топлива, имеющий тандемное заднее расположение и калибр, превышающий калибр маршевой ступени (бикалиберная схема).In the designs of many missiles, mainly anti-aircraft missiles, to inform them of a high flight speed in the initial section of the trajectory, a starting engine is used, usually separated from the marching stage after intense short-term burning of the fuel, having a tandem rear arrangement and a caliber exceeding the caliber of the marching stage (bicaliber design).

После интенсивного разгона и отделения стартового двигателя подкалиберная маршевая ступень имеет слабо торможенный полет и не требует дополнительного маршевого двигателя.After intensive acceleration and separation of the starting engine, the sub-caliber marching stage has a slightly braked flight and does not require an additional marching engine.

При проектировании таких ракет следует исходить из того, что:When designing such missiles should be based on the fact that:

- калибр маршевой ступени должен быть минимальным и определяется в основном возможностями научно-технической базы по минимизации объема блоков аппаратуры управления;- the mid-flight caliber should be minimal and determined mainly by the capabilities of the scientific and technical base to minimize the volume of control equipment blocks;

- длина маршевой ступени определяется составом бортовой аппаратуры управления и опять же возможностями научно-технической базы по ее минимизации;- the length of the march stage is determined by the composition of the onboard control equipment and, again, the capabilities of the scientific and technical base for its minimization;

- общая длина ракеты и ее масса должны быть минимальными для уменьшения инерционно-массовых характеристик ракеты, влияющих на ее управляемость в полете, а также на быстроту реакции комплекса (для уменьшения мощности приводов).- the total length of the rocket and its mass should be minimal to reduce the inertial-mass characteristics of the rocket, affecting its controllability in flight, as well as the speed of the reaction of the complex (to reduce the power of the drives).

Длина двигателя определяется разностью длин ракеты и маршевой ступени, т.е. является величиной фиксированной, и, следовательно, получение заданной скорости ракеты может быть обеспечено лишь за счет увеличения массы топлива, а это при фиксированной длине двигателя означает увеличение диаметра двигателя (что, в свою очередь, приводит к увеличению сил аэродинамического сопротивления и соответственно ставит задачу уменьшения этих сил), а также увеличение массы корпуса двигателя.The length of the engine is determined by the difference between the lengths of the rocket and the march stage, i.e. is a fixed value, and therefore, obtaining a given rocket speed can only be achieved by increasing the mass of fuel, and this, with a fixed length of the engine, means increasing the diameter of the engine (which, in turn, leads to an increase in aerodynamic drag forces and, accordingly, poses the problem of reducing of these forces), as well as an increase in the mass of the engine housing.

Таким образом, задачей проектирования таких ракет является выбор оптимального соотношения геометрических и массовых характеристик ступеней ракеты.Thus, the task of designing such missiles is to select the optimal ratio of the geometric and mass characteristics of the rocket stages.

Одним из возможных путей уменьшения общей массы ракеты является выполнение корпуса двигателя из композиционного материала, а путем уменьшения сил сопротивления - выбор геометрической формы передней части двигателя.One of the possible ways to reduce the total mass of the rocket is to make the engine block out of composite material, and by reducing the resistance forces, choose the geometric shape of the front of the engine.

Известен реактивный снаряд с отделяемым двигателем, выбранный в качестве прототипа настоящего предлагаемого изобретения, содержащий маршевую ступень меньшего калибра и двигатель из композиционного материала с пороховым зарядом и цилиндрическим корпусом с коническо-оживальной передней частью и с резьбовой втулкой в переднем полюсном отверстии, содержащей хвостовик, на котором крепится корпус, причем толщина стенки корпуса в его передней части выполнена постоянной и эквидистантной поверхности хвостовика, а пороховой заряд вложен в корпус, снабженный термозащитным покрытием по внутренней поверхности [патент RU № 2133444, МПК⁶ F42B 15/10, опубл. 20.07.1999, бюл. № 20].A known detachable missile with a detachable engine, selected as a prototype of the present invention, containing a marching step of a smaller caliber and an engine made of composite material with a powder charge and a cylindrical body with a conical-animated front part and with a threaded sleeve in the front pole hole containing the shank, which the housing is attached to, and the wall thickness of the housing in its front part is made of a constant and equidistant surface of the shank, and the powder charge is enclosed in rpus, insulation liner provided on the inner surface [patent RU № 2133444, IPC ⁶ F42B 15/10, publ. 07/20/1999, bull. No. 20].

Выполнение двигателя с коническо-оживальной передней частью позволяет снизить аэродинамическое сопротивление, а выполнение корпуса двигателя из композиционного материала - уменьшить стартовый вес ракеты.The implementation of the engine with a conical-animated front part allows to reduce aerodynamic drag, and the execution of the engine housing made of composite material - to reduce the starting weight of the rocket.

Однако данная конструкция обладает следующими существенными недостатками:However, this design has the following significant disadvantages:

- коническо-оживальная форма передней части двигателя требует определения оптимального соотношения массовых характеристик ступеней ракеты и оптимальной длины коническо-оживальной части двигателя;- the conical-animated shape of the front of the engine requires determining the optimal ratio of the mass characteristics of the rocket stages and the optimal length of the conical-animated part of the engine;

- выполнение толщины стенки двигателя в передней части постоянной (т.е. параллельной) наружной коническо-оживальной поверхности двигателя делает конструкцию корпуса неравнопрочной, а при больших скоростях полета, на которых наружная поверхность двигателя испытывает влияние кинетического нагрева от набегающего потока, а композиционный материал корпуса подвергается уносу и, следовательно, утонению - все это уменьшает прочность и, следовательно, надежность конструкции;- execution of the engine wall thickness in the front part of the constant (i.e. parallel) outer conical-animated surface of the engine makes the hull structure unequal, and at high flight speeds, on which the outer surface of the engine is affected by kinetic heating from the incoming flow, and the composite body material subjected to ablation and, consequently, thinning - all this reduces the strength and, consequently, the reliability of the structure;

- при горении заряда возможно воздействие потока пороховых газов на внутреннюю поверхность корпуса, что обусловило наличие термозащитного покрытия, которое увеличивает пассивную массу двигателя.- when the charge is burning, the effect of the flow of powder gases on the inner surface of the housing is possible, which led to the presence of a thermal protective coating, which increases the passive mass of the engine.

Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанных выше недостатков, а именно - установление оптимального соотношения массовых характеристик ступеней ракеты, а также геометрических параметров коническо-оживальной передней части двигателя, обеспечивающих снижение аэродинамического сопротивления и повышение надежности ракеты. Решение поставленной задачи достигается тем, что в двухступенчатой бикалиберной управляемой ракете, содержащей маршевую ступень меньшего калибра и отделяемый двигатель с пороховым зарядом и цилиндрическим корпусом с коническо-оживальной передней частью, коническо-оживальная часть выполнена длиной (1,6…6,5) калибра, причем толщина стенки коническо-оживальной передней части корпуса выполнена с увеличением в направлении от цилиндрической части корпуса к переднему торцу двигателя, а заряд закреплен к корпусу двигателя по всей боковой поверхности, при этом двигатель и маршевая ступень выполнены с соотношением масс 2,2…3,9 при отношении массы заряда к общей массе ракеты 0,38…0,62.The objective of the invention is to eliminate the above disadvantages, namely, the establishment of the optimal ratio of the mass characteristics of the stages of the rocket, as well as the geometric parameters of the conical-animated front of the engine, providing a decrease in aerodynamic drag and increase the reliability of the rocket. The solution to this problem is achieved by the fact that in a two-stage biciber guided missile containing a marching step of a smaller caliber and a detachable engine with a powder charge and a cylindrical body with a conical-animated front part, the conical-animated part is made in length (1.6 ... 6.5) caliber moreover, the wall thickness of the conical-animated front of the housing is made with an increase in the direction from the cylindrical part of the housing to the front end of the engine, and the charge is fixed to the engine housing throughout the lateral rhnosti, the engine and sustainer stage adapted to mass ratio of 2.2 ... 3.9 at a ratio of charge mass to the total weight of the rocket 0.38 ... 0.62.

При проектировании стартового двигателя присутствует большое количество конструктивных параметров, оптимальное сочетание которых может быть установлено преимущественно опытным путем.When designing the starting engine, there are a large number of design parameters, the optimal combination of which can be established mainly empirically.

Практика проектирования, проведенные расчеты и опытная отработка показали, что выполнение коническо-оживальной части длиной (1,6…6,5) калибра позволяет установить оптимальное соотношение массы заряда и длины коническо-оживальной части в зависимости от заданной скорости. При значении, меньшем 1,6, увеличение аэродинамического сопротивления уже невозможно компенсировать увеличением массы заряда. При значении, большем 6,5, чрезмерно уменьшается объем топлива, и потеря тяги при этом не компенсируется уменьшением аэродинамического сопротивления.The design practice, the calculations and experimental testing showed that the implementation of the conical-animated part with a length (1.6 ... 6.5) of caliber allows us to establish the optimal ratio of the mass of the charge and the length of the conical-animated part, depending on the given speed. With a value less than 1.6, an increase in aerodynamic drag is no longer possible to compensate for by an increase in charge mass. With a value greater than 6.5, the fuel volume is excessively reduced, and the loss of traction is not compensated by a decrease in aerodynamic drag.

Выполнение при этом соотношения масс двигателя и маршевой ступени равным 2,2…3,9 при отношении массы заряда к общей массе ракеты равным 0,38…0,62 позволяет оптимизировать массовые характеристики ступеней ракеты для получения заданной скорости.The fulfillment of the ratio of the masses of the engine and the march stage equal to 2.2 ... 3.9 with the ratio of the mass of the charge to the total mass of the rocket equal to 0.38 ... 0.62 allows you to optimize the mass characteristics of the stages of the rocket to obtain a given speed.

Кроме того, выполнение стенки коническо-оживальной части двигателя с утолщением в направлении переднего торца двигателя делает конструкцию двигателя равнопрочной, с учетом также и того, что при больших скоростях полета и соответственно кинетическом нагреве корпуса происходит утонение стенки вследствие уноса композиционного материала набегающим потоком воздуха, интенсивность которого возрастает в направлении переднего торца двигателя. Конкретная величина утолщения выбирается при проектировании в зависимости от скорости и свойств материала корпуса.In addition, the execution of the wall of the conical-animated part of the engine with a thickening in the direction of the front end of the engine makes the engine design equally strong, taking into account the fact that at high flight speeds and, accordingly, kinetic heating of the body, the wall is thinner due to ablation of the composite material by the oncoming air flow, intensity which increases in the direction of the front end of the engine. The specific amount of thickening is selected during design, depending on the speed and properties of the material of the body.

Закрепление заряда к корпусу двигателя по всей боковой поверхности исключает воздействие пороховых газов на внутреннюю поверхность корпуса двигателя и необходимость в термозащитном покрытии, что повышает надежность при уменьшении массы двигателя.The fastening of the charge to the engine housing along the entire lateral surface eliminates the influence of powder gases on the inner surface of the engine housing and the need for thermal protection coating, which increases reliability while reducing engine weight.

Изобретение поясняется чертежом, на котором показаны:The invention is illustrated in the drawing, which shows:

- на фиг.1 - общий вид ракеты;- figure 1 is a General view of the rocket;

- на фиг.2 - продольный разрез по коническо-оживальной части двигателя.- figure 2 is a longitudinal section along the conical-animated part of the engine.

Предлагаемая двухступенчатая бикалиберная управляемая ракета состоит из маршевой ступени 1 (фиг.1) меньшего калибра, отделяемого двигателя 2 с пороховым зарядом 3 и механизма разделения 4. Корпус 5 двигателя 2 выполнен из композиционного материала, при этом его передняя часть 6 выполнена коническо-оживальной формы со стенкой переменной толщины 7 и 8, увеличивающейся по направлению к передней части двигателя. Пороховой заряд 3 закреплен к стенке корпуса по всей боковой поверхности 9.The proposed two-stage bicaliber guided missile consists of a march stage 1 (Fig. 1) of a smaller caliber, a detachable engine 2 with a powder charge 3 and a separation mechanism 4. The housing 5 of the engine 2 is made of composite material, while its front part 6 is made of a conical-animated shape with a wall of variable thickness 7 and 8, increasing towards the front of the engine. The powder charge 3 is fixed to the wall of the housing along the entire side surface 9.

Предлагаемое изобретение позволяет установить оптимальное соотношение массовых характеристик ступеней ракеты, а также геометрических параметров коническо-оживальной передней части двигателя, обеспечивающих снижение аэродинамического сопротивления и повышение надежности ракеты.The present invention allows to establish the optimal ratio of the mass characteristics of the stages of the rocket, as well as the geometric parameters of the conical-animated front of the engine, providing a decrease in aerodynamic drag and increase the reliability of the rocket.

Claims (1)

Двухступенчатая бикалиберная управляемая ракета, содержащая маршевую ступень меньшего калибра и отделяемый двигатель из композиционного материала с пороховым зарядом и цилиндрическим корпусом с коническо-оживальной передней частью, отличающаяся тем, что коническо-оживальная передняя часть корпуса двигателя выполнена длиной (1,6…6,5) калибра с увеличением толщины ее стенки в направлении от цилиндрической части корпуса к переднему торцу двигателя, а заряд закреплен к корпусу двигателя по всей боковой поверхности, при этом двигатель и маршевая ступень выполнены с соотношением масс 2,2…3,9 при отношении массы заряда к общей массе ракеты 0,38…0,62. A two-stage bicaliber guided missile containing a marching step of a smaller caliber and a detachable engine made of composite material with a powder charge and a cylindrical body with a conical-animated front part, characterized in that the conical-animated front part of the engine housing is made in length (1.6 ... 6.5 ) caliber with increasing thickness of its wall in the direction from the cylindrical part of the housing to the front end of the engine, and the charge is fixed to the engine housing along the entire side surface, while the engine and the rc stage is made with a mass ratio of 2.2 ... 3.9 with the ratio of the mass of the charge to the total mass of the rocket 0.38 ... 0.62.

Images