RU34007U1 - MISSILE - Google Patents

Description

2003107251/ /v)2003107251 / / v)

iiiBitiiMiiiiiiiBiii „nif „,,„„,„, iiiBitiiMiiiiiiiBiii „nif„ ,, „„, „,

РЕАКТИВНЫЙ СНАРЯДMISSILE

Полезная модель относится к самодвижущимся реактивным снарядам, запускаемым из реактивных орудий.The utility model relates to self-propelled rockets launched from rocket guns.

Известны реактивные снаряды, состоящие из боевой части, реактивного двигателя и устройств стабилизации полёта: оперения, наклонных сопл (см., например, Военный энциклопедический словарь, М.: Военное издательство, 1984, с.627). Последние две части, как правило, объединены и представляют ракетную часть.Known rockets consisting of a warhead, a jet engine and flight stabilization devices: plumage, inclined nozzles (see, for example, Military Encyclopedic Dictionary, M .: Military Publishing House, 1984, p.627). The last two parts are usually combined and represent the missile part.

Наиболее близким по принципу работы и техническому устройству является реактивный снаряд системы «Град (А.Б. Широкорад. Отечественные миномёты и реактивная артиллерия. Краткий исторический очерк. Минск Харвест, Москва А СТ, рис.132, с.377, 2000.) Он также состоит из 2х основных частей: боевой части с взрывателем и ракетной части. В нём для увеличения дальности полёта реактивного снаряда значит ель но увеличена масса топ лив но го заряда реактив но го двигателя. В свою очередь, это приводит к увеличению габаритно - массовых характеристик реактивного снаряда. Недостатком данной конструкции является недостаточная дальность полёта реактивно го снаряда.The closest to the principle of operation and technical device is a rocket of the Grad system (AB Shirokorad. Domestic mortars and rocket artillery. A brief historical sketch. Minsk Harvest, Moscow A ST, fig. 132, p. 377, 2000.) He also consists of 2 main parts: a warhead with a fuse and a missile unit. In it, to increase the flight range of a rocket, the mass of the fuel charge of the jet engine is spontaneously increased. In turn, this leads to an increase in the overall mass characteristics of the missile. The disadvantage of this design is the insufficient range of the missile.

Задачей полезной модели является дальнейшее увеличение дальности полёта реактивно го снаряда.The objective of the utility model is to further increase the range of a missile.

Поставленная задача достигается тем, что в реактивный снаряд, состоящий из головной части и ракетной части, включающей стартовый двигатель в виде ракетного двигателя твёрдого топлива, содержащего заряд твёрдого топлива, воспламенитель, сопло и корпус дополнительно введён маршевый двигатель в виде рахетно - прямоточного двигателя, содержащего заряд твёрдого топлива с избытком горючего и выходного сопла, в центральной части которого установлен клапан с седлом, а по его периферийной выходной части выполнены отверстия по концентрическим окружностям и смонтированного со стартовым двигателем, состоящим из зарядаThis object is achieved by the fact that in the rocket, consisting of the head part and the rocket part, including the starting engine in the form of a solid propellant rocket engine containing a charge of solid fuel, an ignitor, a nozzle and a housing, a cruising engine is additionally introduced in the form of a racket - ram engine containing a charge of solid fuel with an excess of fuel and an output nozzle, in the central part of which a valve with a seat is installed, and holes are made along concentric circles and mounted with a starting engine consisting of a charge

2 fl ° ° 7 г s f№lIKF42B 13/282 fl ° ° 7 g s f№lIKF42B 13/28

твердого топлива, во внутреннем канале которого установлена труба, выполненная в виде осевого подводящего канала с детонационным узлом, состоящим из кольцевой детонационной камеры, подвижного днища и кольца и закреплённым к корпусу снаряда с помощью пилонов, в едином корпусе.solid fuel, in the inner channel of which a pipe is installed, made in the form of an axial inlet channel with a detonation assembly, consisting of an annular detonation chamber, a movable bottom and a ring and fixed to the shell of the projectile using pylons, in a single housing.

Полезная модель поясняется конструктивно-компоновочной схемой реактивного снаряда (фиг.1) и устройством детонационного узла (фмг.2), где:The utility model is illustrated by the structural layout of the rocket projectile (figure 1) and the device detonation unit (fmg.2), where:

1-головная часть;1-head part;

2- ракетная часть;2- missile part;

3- стартовый двигатель в виде ракетного двигателя твёрдого топлива; 4- маршевый двигатель в виде ракетво-прямоточного двигателя;3- starting engine in the form of a solid propellant rocket engine; 4- marching engine in the form of a direct-flow rocket engine;

5-корпус ракетной части;5-body rocket;

б-воспламенитель;b-igniter;

7- заряд твёрдого топлива стартового двигателя;7- solid fuel charge of the starting engine;

8-выходное сопло;8-outlet nozzle;

9- труба с детонационным узлом;9- pipe with detonation unit;

10-кольцевая детонационная камера;10-ring detonation chamber;

11-подвижное днище;11-movable bottom;

12-кольцо;12-ring;

13-пилоны;13-pylons;

14-заряд твёрдого топлива маршевого двигателя;14-solid propellant solid propellant engine;

15-клапан;15-valve;

16-седло клапана;16-valve seat;

17-отверстия в днище камеры;17-holes in the bottom of the chamber;

18-переходной отсек;18 transition compartment

19-створки воздухозаборника.19-fold air intake.

Головная часть 1 служит для размещения боевого заряда (снаряжения) с взрывательным устройством и обеспечивает непосредственное поражение цели реактивный снарядом. Головные части снаряжаются, как правило, снесяии взрывчатых веществ.The head part 1 is used to place a warhead (equipment) with an explosive device and provides direct destruction of the target with a rocket. The head parts are equipped, as a rule, with the demolition of explosives.

Ракетная часть 2 представляет собой комбинацию стартового 3 и ракетно-прямоточного 4 двигателей и предназначена для создания силы тяги, обеспечивающей реактивному снаряду перемещение по каналу направляющей ствола и дальнейший его полёт с заданной скоростью. Оба двигателя выполнены в едином корпусе 5 ракетной части. Такая комбинация предназначена для увеличения дальности полёта реактивного снарядаThe missile part 2 is a combination of the starting 3 and direct-flow rocket 4 engines and is designed to create a traction force that provides a rocket projectile along the channel of the barrel and its further flight at a given speed. Both engines are made in a single housing 5 missile parts. This combination is designed to increase the range of a missile

Стартовый двигатель 3 предназначен для создания первоначальной тяги, необходимой для перемещения реактивного снаряда по каналу направляющей ствола и перехода на маршевый режим работы. Он состоит из воспламенителя б, заряда твёрдо го топлива торцевого горения 7 и выходного сопла 8, установленных в едином корпусе 5. Корпус двигателя является корпусом реактивного снаряда. Во внутреннем канале твердотопливного заряда у станов лен а труба, выполненная в виде осевого подводящего канала с детонационным узлом 9 и состоящая из кольцевой детонационной камеры 10; подвижного днища 11 и кольца 12. Детонационный узел 9 крепится к корпусу 5 с помощью пилонов 13. Инициатор (на фиг.1 не показан) установлен тангенциально к детонационной камере.The starting engine 3 is designed to create the initial thrust necessary to move the rocket along the barrel guide channel and switch to the marching mode of operation. It consists of an igniter b, a charge of solid fuel end-face combustion 7 and an output nozzle 8 installed in a single housing 5. The engine housing is a housing of a missile. A pipe made in the form of an axial inlet channel with a detonation unit 9 and consisting of an annular detonation chamber 10 is installed in the internal channel of a solid fuel charge; the movable bottom 11 and the ring 12. The detonation unit 9 is attached to the housing 5 by means of pylons 13. The initiator (not shown in FIG. 1) is installed tangentially to the detonation chamber.

Ракетно-прямоточный двигатель 4 представляет собой маршевый двигатель и предназначен для создания основной тяге, необходимой для полёта реактивного снаряда на максимальную дальность. Он размещён в едином со стартовым двигателем 3 корпусе 5 и состоит из заряда газифицированного твёрдого топлива 14 с выходном соплом 8, в центральной частя которого установлен клапан 15с седлом 16. По периферии выходной части сопла 8 по концентрическим окружностям выполнены отверстия 17, а на переходном отсеке 18 установлены створки воздухозаборника 19.The direct-flow rocket engine 4 is a marching engine and is designed to create the main thrust necessary for a rocket to fly at maximum range. It is housed in a housing 5, which is unified with the starting engine 3, and consists of a charge of gasified solid fuel 14 with an output nozzle 8, in the central part of which a valve 15 with a seat 16 is installed. Apertures 17 are made along the periphery of the output part of the nozzle 8 along concentric circles, and on the transition compartment 18 mounted air intake flaps 19.

Реактивный снаряд работает следующим образом.A missile works as follows.

ste03 f03Ј6- fste03 f03Ј6- f

пламенитель 6. При повышение давления в камере выше минимального давления устойчивого горения и достижения температуры воспламенения твердотопливного заряда происходит его воспламенение. Под действием давления продуктов сгорания подвижное днище И прижимается к корпусу кольцевой детонационной камеры 10, чем предотвращается их попадание в полость смешения.igniter 6. When the pressure in the chamber increases above the minimum pressure of stable combustion and the ignition temperature of the solid fuel charge is reached, it ignites. Under the action of the pressure of the combustion products, the movable bottom And is pressed against the casing of the annular detonation chamber 10, thereby preventing their entry into the mixing cavity.

После вышивания заглушки совместно с воспламенителем 6 происходит истечение продуктов сгорания из соплового блока, в результате чего создается стартовая тяга. За счёт образовавшейся тяги реактивный снаряд трогается с места и перемещается по каналу направляющей ствола. При этом створки воздухозаборника 19 закрыты и утоплены во внутреннюю полость переходного отсека и удерживаются разрушающимися заплечиками на корпусе и стенками направляющего ствола. Стартовый двигатель создает сравнительно большую силу тяги, обеспечивая надёжный и быстрый запуск реактивного снаряда. Полное выгорания твердотопливного заряд 4 соответствует времени его движения по каналу направляющей ствола. Этому режиму соответствует достижение реактивным снарядом необходимой скорости движения и переход двигателя на маршевый режим работы.After embroidering the plug together with the igniter 6, the combustion products flow out of the nozzle block, resulting in a starting thrust. Due to the resulting thrust, the missile moves off and moves along the barrel guide channel. In this case, the air intake flaps 19 are closed and recessed into the internal cavity of the transition compartment and are held by collapsing shoulders on the body and walls of the guide barrel. The starting engine creates a relatively large traction force, providing a reliable and quick launch of a rocket. Complete burnup of solid fuel charge 4 corresponds to the time of its movement along the channel of the barrel guide. This mode corresponds to the achievement by the rocket of the required speed and the engine switches to the march mode of operation.

Маршевый режим. После полного сгорания заряда 7 стартового двигателя 3 переходной отсек 18 заполняется продуктами его сгорания, давление которых воздействует на клапан 15. Клапан 15 перемещается влево (фиг.2), что приводит к появлению зазора между ним и седлом 16, в который устремляются продуктов сгорания стартового заряда и воспламеняют заряд 14 ракетно-прямоточного двигателя 4, выполненного с избытком горючего.Marching mode. After complete combustion of the charge 7 of the starting engine 3, the transition compartment 18 is filled with its combustion products, the pressure of which acts on the valve 15. The valve 15 moves to the left (figure 2), which leads to a gap between it and the seat 16, into which the combustion products of the starting charge and ignite the charge 14 of the ramjet engine 4, made with an excess of fuel.

Продукты сгорания заряда 14 ракетно-прямоточного двигателя 4 создают избыточное давление, которое закрывает клапан 15. К этому моменту времени реактивный снаряд вылетает из ствола. Одновременно под действием этого же давления, образовавшегося внутри переходного отсека 18, заплечики разрушаются и створки воздухозаборника 19 раскрываются.The combustion products of the charge 14 of the ramjet 4 create excessive pressure, which closes the valve 15. At this point in time, a missile flies out of the barrel. At the same time, under the influence of the same pressure generated inside the transition compartment 18, the shoulders collapse and the wings of the air intake 19 open.

Забортный воздух за счёт скоростного напора устремляется внутрь корпуса и перемешивается с продуктами газификации заряда 14, которые поступают через отверстия 17 в переходной отсек 18, образуя там рабочую смесь.Outboard air, due to the high-speed pressure, rushes into the housing and mixes with the products of gasification of charge 14, which enter through openings 17 in the transition compartment 18, forming a working mixture there.

Образованная горючая рабочая смесь через осевой подвод Л трубы 9 с детонацинным узлом втекает в кольцевую проточку В детонационной камеры 10. После её полного заполнения срабатывает инициатор, возбуждая детонационную волну, которая перемещается по рабочей смеси в кольцевой проточке В.Formed combustible working mixture through the axial inlet L of the pipe 9 with the detonation unit flows into the annular groove B of the detonation chamber 10. After it is completely filled, the initiator is triggered, exciting the detonation wave, which moves along the working mixture in the annular groove B.

Образовавшиеся вслед за движущейся детонационной волной продукты детонации вытекают через кольцевой зазор детонационной камеры 10 в радиальном направлении, а детонационная волна движется в пазу В по окружности (фиг. 2). Зато время, пока детонационная волна проходит полную окружность, продукты детонации успевают покинуть кольцевую проточку ВThe detonation products formed after the moving detonation wave flow out through the annular gap of the detonation chamber 10 in the radial direction, and the detonation wave moves in a groove B in a circle (Fig. 2). But the time while the detonation wave passes the full circle, the detonation products have time to leave the annular groove B

через образовавшийся зазор и уступить место свежей рабочей смеси. Путь для дальнейшего движения детонационной волны подготовлен. Она может распространяться (вращаться) до тех пор, пока в осевой канал А подаётся рабочая смесь. Причём процесс детонации обладает устойчивостью и саморегулированием.through the resulting gap and give way to a fresh working mixture. The path for the further movement of the detonation wave is prepared. It can spread (rotate) as long as the working mixture is fed into the axial channel A. Moreover, the detonation process has stability and self-regulation.

Если скорость движения продуктов детонации из образовавшегося зазора увеличится, то кольцевой паз В будет освобождаться от продуктов детонации и заполняться свежей порцией рабочей смеси раньше, чем детонационная волна успеет обойти окружность. Тогда в кольцевом пазу В возникает несколько детонационных волн, следующих одна за другой.If the velocity of the detonation products from the resulting gap increases, then the annular groove B will be freed from the detonation products and filled with a fresh portion of the working mixture before the detonation wave has time to go around the circle. Then, several detonation waves appear in the annular groove B, one after the other.

При замедлении подачи рабочей смеси в осевой канал А камеры 10 детонационные волны будут попадать в области, не полностью очищенные от продуктов детонации. Эффективное сечение подводящего осевого канала А (часть сечения, заполненная рабочей смесью) уменьшится. Скорость распространения детонационного процесса уменьшится.When slowing down the supply of the working mixture to the axial channel A of the chamber 10, detonation waves will fall into areas that are not completely cleared of detonation products. The effective section of the inlet axial channel A (part of the section filled with the working mixture) will decrease. The speed of propagation of the detonation process will decrease.

Если эффективное сечение подводящего осевого канала А уменьшится очень сильно, то соответственно уменьшится число детонационных волн, что в свою очередь вновь приведёт к его возрастанию. Поскольку увеличится время для заполнения канала свежей рабочей смесью, скорость оставшихся детонационных волн увеличится. Но это увеличение будет ограничиваться площадью эффективного сечения. Скорость не может значительно возрасти, поскольку тогда детонационный процесс будет попадать в части зазора, ещё плохо очистившимся от продуктов детонации. При этом саморегулирование оказывается возможным только в той области, где скорость детонации зависит от эффективного диаметра канала.If the effective cross section of the inlet axial channel A decreases very strongly, then the number of detonation waves decreases accordingly, which in turn will again lead to its increase. As the time for filling the channel with fresh working mixture increases, the speed of the remaining detonation waves will increase. But this increase will be limited by the effective cross-sectional area. The speed cannot increase significantly, since then the detonation process will fall into the part of the gap, which is still poorly cleared of the detonation products. In this case, self-regulation is possible only in the region where the detonation velocity depends on the effective diameter of the channel.

Продукты детонации истекая из полости детонационной камеры, смешиваются с набегающим воздушным потоком и подогревая его, образуют рабочее тело.Detonation products flowing out of the cavity of the detonation chamber are mixed with the incoming air flow and heating it, form a working fluid.

Из выполненных расчётных и натурных экспериментов известно, что скорость движения продуктов детонации за детонационной волной меньше местной скорости звука. Следовательно, для разгона продуктов детонации до сверхзвуковой скорости истечения необходимо использовать выходное сопло.From the performed calculation and full-scale experiments, it is known that the velocity of detonation products behind the detonation wave is less than the local speed of sound. Therefore, to accelerate the detonation products to a supersonic velocity, it is necessary to use the output nozzle.

За счёт кислорода, имеющегося в воздухе, происходит её догорание с образованием высокотемпературных продуктов сгорания, которые истекая из выходного сопла стартового двигателя 8, создают тягу.Due to the oxygen present in the air, it burns out with the formation of high-temperature combustion products, which, flowing out of the output nozzle of the starting engine 8, create thrust.

Таким образом, тяга двигателя создается за счет истечения через выходное сопло как продуктов детонации так и рабочего тела и обеспечивает полёт реактивного снаряда на требуемую дальность.Thus, the engine thrust is created due to the expiration through the output nozzle of both the detonation products and the working fluid and ensures the flight of the rocket to the required range.

Основными преимуществами реактивного снаряда являются:The main advantages of a rocket are:

-использование воздуха в качестве окислителя, что приводит к значительному уменьшению габаритно- массовых характеристик реактив но го снаряда;-use of air as an oxidizing agent, which leads to a significant decrease in the overall mass characteristics of a reactive projectile;

его полёта. Это достигается работой ракетно-пряиоточвого двигателя в процессе полёта реактивного снаряда;his flight. This is achieved by the operation of the rocket engine in the process of flying a rocket;

- истечение продуктов сгорания из выходного сопла приводит к уменьшению донного сопротивления реактивного снаряда. Известно, что уменьшение донного сопротивления реактивного снаряда с помощью дополнительных устройств приводит к увеличению дальности его полёта до 30 %.- the outflow of combustion products from the output nozzle leads to a decrease in the bottom resistance of the rocket. It is known that a decrease in the bottom drag of a missile with the help of additional devices leads to an increase in its flight range up to 30%.

Всё это приводит к увеличению дальности по лёта реактив но го снаряда.All this leads to an increase in the flight range of a reactive projectile.

ФОРМУЛА ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИUSEFUL MODEL FORMULA

Реактивный снаряд, состоящий из головной части и ракетной части, включающей стартовый двигатель в виде ракетного двигателя твёрдого топлива, содержащего заряд твёрдого топлива, воспламенитель, сопло и корпус, отличающийся тем, что в него дополнительно введён маршевый двигатель в виде ракетио - прямоточного двигателя, содержащего заряд твёрдого топлива с избытком горючего и выходного сопла, в центральной части которого установлен клапан с седлом, а по его периферийной выходной части выполнены отверстия но концентрическим окружностям и смонтированного со стартовым двигателем, состоящим из заряда твердого топлива, во внутреннем канале которого установлена труба, выполненная в виде осевого подводящего канала с детонационным узлом, состоящим из кольцевой детонационной камеры, подвижного днища и кольца и закреп ленным к корпусу снаряда с помощью пилонов, в едином корпусе. 46 49 5 A missile, consisting of a head part and a missile part, including a starting engine in the form of a solid propellant rocket engine containing a charge of solid fuel, an ignitor, a nozzle and a housing, characterized in that an additional propulsion engine is introduced in it in the form of a rocket-propelled thruster solid fuel charge with an excess of fuel and an output nozzle, in the central part of which a valve with a seat is installed, and holes are made along concentric circles along its peripheral output part and mounted with a starting engine consisting of a charge of solid fuel, in the inner channel of which a pipe is installed, made in the form of an axial inlet channel with a detonation assembly consisting of an annular detonation chamber, a movable bottom and a ring and fixed to the shell of the projectile using pylons, in a single case. 46 49 5

л &l &

Фиг, 8Fig, 8

Claims (1)

Реактивный снаряд, состоящий из головной части и ракетной части, включающей стартовый двигатель в виде ракетного двигателя твердого топлива, содержащего заряд твердого топлива, воспламенитель, сопло и корпус, отличающийся тем, что в него дополнительно введен маршевый двигатель в виде ракетно-прямоточного двигателя, содержащего заряд твердого топлива с избытком горючего и выходного сопла, в центральной части которого установлен клапан с седлом, а по его периферийной выходной части выполнены отверстия по концентрическим окружностям, и смонтированного со стартовым двигателем, состоящим из заряда твердого топлива, во внутреннем канале которого установлена труба, выполненная в виде осевого подводящего канала с детонационным узлом, состоящим из кольцевой детонационной камеры, подвижного днища и кольца и закрепленным к корпусу снаряда с помощью пилонов в едином корпусе.A missile, consisting of a head part and a missile part, including a starting engine in the form of a solid fuel rocket engine containing a charge of solid fuel, an igniter, a nozzle and a housing, characterized in that a marching engine in the form of a ramjet engine containing a charge of solid fuel with an excess of fuel and an output nozzle, in the central part of which a valve with a seat is installed, and holes along concentric circles are made along its peripheral output part, and with ontirovannogo with a starter motor, consisting of a charge of solid fuel in the inner channel which is installed a pipe designed as an axial supply channel of a detonation assembly consisting of the annular detonation chamber, the movable bottom and the ring and fastened to the housing shell by means of pylons in a single housing.