RU2247305C1 - Gas-reaction control system unit of jet projectile - Google Patents
Gas-reaction control system unit of jet projectile Download PDFInfo
- Publication number
- RU2247305C1 RU2247305C1 RU2003131009/02A RU2003131009A RU2247305C1 RU 2247305 C1 RU2247305 C1 RU 2247305C1 RU 2003131009/02 A RU2003131009/02 A RU 2003131009/02A RU 2003131009 A RU2003131009 A RU 2003131009A RU 2247305 C1 RU2247305 C1 RU 2247305C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas
- pressure accumulator
- charge
- unit
- control system
- Prior art date
Links
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к системам управления снарядом преимущественно для реактивных систем залпового огня.The invention relates to projectile control systems primarily for multiple launch rocket systems.
Объект изобретения представляет собой блок газореактивной системы управления для снарядов залпового огня с повышенной кучностью стрельбы, предназначенной для вооружения ракетно-артиллерийских частей сухопутных войск, и может найти широкое применение в области ракетной техники.The object of the invention is a gas-reactive control system unit for multiple launch rockets with increased accuracy of fire, intended for arming missile and artillery units of the ground forces, and can find wide application in the field of rocketry.
В системах управления ракетами используются газодинамические системы на сжатом газе в качестве рабочего тела (см., например, книгу Беляев Н.М., Уваров Е.И. “Расчет и проектирование реактивных систем управления космических летательных аппаратов”, М.: Машиностроение, 1974 г., стр.46-50, рис.2.6-2.8). Такие системы содержат источник рабочего тела, исполнительные микродвигатели и устройства автоматики. Рабочим телом таких систем является сжатый газ, поэтому основным недостатком их является низкая удельная тяга микродвигателей из-за низкой степени совершенства рабочего процесса.The rocket control systems use compressed gas gasdynamic systems as a working fluid (see, for example, the book Belyaev N.M., Uvarov E.I. “Calculation and design of reactive control systems for spacecraft”, Moscow: Mashinostroenie, 1974 G., pp. 46-50, Fig. 2.6-2.8). Such systems contain a source of the working fluid, actuating micromotors and automation devices. The working fluid of such systems is compressed gas, so their main drawback is the low specific thrust of micromotors due to the low degree of perfection of the work process.
Таким образом, задачей данного технического решения являлась разработка газореактивной системы, работающей на сжатом газе.Thus, the objective of this technical solution was to develop a gas-reactive system operating on compressed gas.
Общими признаками аналога с предлагаемой авторами газореактивной системой управления являются наличие источника рабочего тела, исполнительных микродвигателей и устройства автоматики.Common features of the analogue with the gas-reactive control system proposed by the authors are the presence of a source of the working fluid, executive micromotors, and automation devices.
Повысить тягу исполнительного двигателя можно путем использования в качестве источника рабочего тела газогенератора на твердом ракетном топливе, создающего рабочее тело с высокими энергетическими характеристиками.It is possible to increase the thrust of the executive engine by using a solid rocket fuel gas generator as the source of the working fluid, creating a working fluid with high energy characteristics.
Поэтому наиболее близкой по технической сущности и достигаемому техническому результату к заявляемому изобретению является "Блок газореактивной системы управления" по патенту РФ №2176374 (опубл. 27.11.01), принятый авторами за прототип. Он содержит аккумулятор давления на твердом ракетном топливе, газореактивный двигатель, состоящий из газораспределителя с вихревыми клапанами, устройство воспламенения, блок автоматики.Therefore, the closest in technical essence and the achieved technical result to the claimed invention is the "Block gas control system" according to the patent of the Russian Federation No. 2176374 (publ. 27.11.01), adopted by the authors for the prototype. It contains a pressure accumulator for solid rocket fuel, a gas jet engine consisting of a gas distributor with vortex valves, an ignition device, and an automation unit.
Система, принятая за прототип, функционирует следующим образом.The system adopted for the prototype operates as follows.
При горении твердого ракетного топлива в аккумуляторе давления продукты его сгорания, являющиеся рабочим телом газореактивной системы управления, поступают к вихревым клапанам и газораспределителю газореактивного двигателя.When solid rocket fuel is burned in a pressure accumulator, its combustion products, which are the working fluid of the gas-reactive control system, go to the vortex valves and the gas distributor of the gas-jet engine.
По командам устройства автоматики газораспределитель подает управляющее давление, например на первый вихревой клапан, под действием которого последний открывается и создает тягу в соответствии с алгоритмом управления, при этом управляющее давление второго вихревого клапана стравливается в газовую камеру определенного объема, чем и обеспечивается стабильность управления при изменении давления торможения на поверхности снаряда.According to the instructions of the automation device, the gas distributor supplies a control pressure, for example, to the first vortex valve, under which the latter opens and creates thrust in accordance with the control algorithm, while the control pressure of the second vortex valve is vented into the gas chamber of a certain volume, which ensures control stability when changing braking pressure on the surface of the projectile.
Таким образом, задачей технического решения - прототипа являлась разработка газореактивной системы управления, работающей на продуктах сгорания твердого ракетного топлива с неизменяемыми параметрами рабочего тела.Thus, the task of the technical solution, the prototype, was to develop a gas-reactive control system operating on the combustion products of solid rocket fuel with unchanged parameters of the working fluid.
Однако теплообмен в аккумуляторе давления обуславливает изменение температуры рабочего тела, что в свою очередь обуславливает изменение в системе - прототипе управляющей тяги газореактивного двигателя и препятствует эффективному управлению на всех режимах полета снаряда.However, heat transfer in the pressure accumulator causes a change in the temperature of the working fluid, which in turn causes a change in the system - the prototype of the control rod of the gas jet engine and prevents effective control in all flight modes of the projectile.
Общими признаками с предлагаемым авторами блоком газореактивной системы управления и прототипа является наличие корпуса, газореактивного двигателя с твердотопливным аккумулятором давления, устройства воспламенения, блока автоматики.Common features with the gas-reactive control system and prototype proposed by the authors are the presence of a body, gas-powered engine with a solid-fuel pressure accumulator, an ignition device, and an automation unit.
В отличие от прототипа, в предлагаемом авторами блоке газореактивной системы управления аккумулятор давления размещен перед газодинамическим исполнительным устройством, а его корпус выполнен съемным в виде обтекателя, при этом твердотопливный заряд аккумулятора давления размещен конгруэнтно внутренней поверхности корпуса аккумулятора давления, причем торец заряда расположен на расстоянии не менее 0,01 наибольшего диаметра заряда от задней стенки аккумулятора давления, а воспламенительное устройство расположено в полости аккумулятора давления на расстоянии не менее 0,1 наибольшего диаметра заряда от продольной оси блока.Unlike the prototype, in the gas-reactive control system unit proposed by the authors, the pressure accumulator is placed in front of the gas-dynamic actuator, and its body is removable in the form of a cowl, while the solid-fuel charge of the pressure accumulator is placed congruently to the inner surface of the pressure accumulator body, and the end of the charge is located at a distance of less than 0.01 of the largest diameter of the charge from the back wall of the pressure accumulator, and the igniter is located in the accumulator cavity pa pressure at least 0.1 charge maximum diameter from the longitudinal axis of the block.
Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.It is this that allows us to conclude that there is a causal relationship between the totality of the essential features of the claimed technical solution and the achieved technical result.
Указанные признаки, отличительные от прототипа и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой охраны, во всех случаях достаточны.These signs, distinctive from the prototype and to which the requested amount of legal protection applies, are sufficient in all cases.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение эффективности стабилизации реактивного снаряда газореактивной системой управления, работающей на продуктах сгорания твердого ракетного топлива, и повышение технологичности и безопасности в процессе производства и эксплуатации.The objective of the invention is to increase the efficiency of stabilization of a rocket by a gas-reactive control system operating on solid rocket fuel combustion products, and to increase manufacturability and safety during production and operation.
При осуществлении изобретения указанный технический результат достигается тем, что в отличие от известного устройства (прототипа) для повышения эффективности стабилизации снаряда аккумулятор давления размещен перед газодинамическим исполнительным устройством, а его корпус выполнен съемным в виде обтекателя, при этом твердотопливный заряд аккумулятора давления размещен конгруэнтно внутренней поверхности корпуса аккумулятора давления, причем торец заряда расположен на расстоянии не менее 0,01 наибольшего диаметра заряда от задней стенки аккумулятора давления, а воспламенительное устройство расположено в полости аккумулятора давления на расстоянии не менее 0,1 наибольшего диаметра заряда от продольной оси блока.When carrying out the invention, the indicated technical result is achieved in that, in contrast to the known device (prototype), to increase the stabilization efficiency of the projectile, a pressure accumulator is placed in front of the gas-dynamic actuator, and its body is removable in the form of a fairing, while the solid fuel charge of the pressure accumulator is placed congruent to the inner surface pressure accumulator housing, with the end of the charge located at a distance of not less than 0.01 of the largest diameter of the charge from the back pressure accumulator, and the ignition device is located in the cavity of the pressure accumulator at a distance of not less than 0.1 of the largest diameter of the charge from the longitudinal axis of the block.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними позволяют, в частности, за счет:A new set of structural elements, as well as the presence of connections between them, allow, in particular, due to:
- размещения аккумулятора давления перед газодинамическим исполнительным устройством и выполнения его корпуса в виде обтекателя снизить нестационарный теплообмен аккумулятора давления с внешней средой, тем самым снизить разбросы управляющей тяги газореактивного двигателя и повысить эффективность управления на всех режимах полета;- placement of the pressure accumulator in front of the gas-dynamic actuator and execution of its body in the form of a cowl to reduce the unsteady heat exchange of the pressure accumulator with the external environment, thereby reducing the dispersion of the control rod of the gas jet engine and increasing control efficiency in all flight modes;
- выполнения корпуса аккумулятора давления съемным, упростить снаряжение и монтаж устройства воспламенения, а также производить осмотр заряда в процессе хранения реактивного снаряда без полной разборки блока, что в целом повышает технологичность блока газореактивной системы управления и его безопасность в процессе производства и эксплуатации;- making the pressure accumulator case removable, to simplify the equipment and installation of the ignition device, as well as to inspect the charge during storage of the missile without completely disassembling the unit, which generally increases the manufacturability of the gas-reactive control system unit and its safety during production and operation;
- размещения твердотопливного заряда аккумулятора давления конгруэнтно внутренней поверхности корпуса аккумулятора давления, расположения торца заряда на расстоянии не менее 0,01 наибольшего диаметра заряда от задней стенки аккумулятора давления стабилизировать параметры рабочего тела;- placement of a solid fuel charge of the pressure accumulator congruent to the inner surface of the pressure accumulator housing, location of the end of the charge at a distance of at least 0.01 of the largest diameter of the charge from the back wall of the pressure accumulator to stabilize the parameters of the working fluid;
- расположения воспламенительного устройства в полости аккумулятора давления на расстоянии не менее 0,1 наибольшего диаметра заряда от продольной оси блока обеспечить надежное воспламенение твердотопливного заряда.- the location of the igniter in the cavity of the pressure accumulator at a distance of not less than 0.1 of the largest diameter of the charge from the longitudinal axis of the block to ensure reliable ignition of the solid fuel charge.
Признаки, отличающие предлагаемое техническое решение от прототипа, не выявлены в других технических решениях и не известны из уровня техники в процессе проведения патентных исследований, что позволяет сделать вывод о соответствии изобретения критерию "новизны".Signs that distinguish the proposed technical solution from the prototype are not identified in other technical solutions and are not known from the prior art in the process of conducting patent research, which allows us to conclude that the invention meets the criterion of "novelty."
Сущность изобретения заключается в том, что блок газореактивной системы управления реактивного снаряда, содержащий корпус, газодинамическое исполнительное устройство с твердотопливным аккумулятором давления, устройство воспламенения, блок автоматики в отличие от прототипа имеет аккумулятор давления, размещенный перед газодинамическим исполнительным устройством, а его корпус выполнен съемным в виде обтекателя, при этом твердотопливный заряд аккумулятора давления размещен конгруэнтно внутренней поверхности корпуса аккумулятора давления, причем торец заряда расположен на расстоянии не менее 0,01 наибольшего диаметра заряда от задней стенки аккумулятора давления, а воспламенительное устройство расположено в полости аккумулятора давления на расстоянии не менее 0,1 наибольшего диаметра заряда от продольной оси блока.The essence of the invention lies in the fact that the block of a gas-reactive control system of a rocket projectile, comprising a housing, a gas-dynamic actuator with a solid fuel pressure accumulator, an ignition device, an automation unit, unlike the prototype, has a pressure accumulator located in front of the gas-dynamic actuator, and its body is removable in the form of a fairing, while the solid fuel charge of the pressure accumulator is placed congruently with the inner surface of the battery housing for phenomenon wherein the charge end is located at a distance of not less than 0.01 of the largest diameter of the charge from the rear wall of the pressure accumulator, and an ignition device is disposed in the cavity of the pressure accumulator at least 0.1 charge maximum diameter from the longitudinal axis of the block.
Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг 1. изображен общий вид блока газореактивной системы управления.The invention is illustrated in the drawing, where in Fig 1. shows a General view of the unit of the gas control system.
Предлагаемый блок газореактивной системы управления содержит корпус 1, в котором установлены газодинамическое исполнительное устройство 2 и блок автоматики 3, твердотопливный аккумулятор давления 4 с зарядом 5, расположенным внутри корпуса 6 аккумулятора давления 4, который является обтекателем блока системы управления, устройство воспламенения 7.The proposed gas-reactive control system unit contains a housing 1, in which a gas-dynamic actuating device 2 and an automation unit 3 are installed, a solid-fuel pressure accumulator 4 with a charge 5 located inside the pressure accumulator housing 6, which is a fairing of the control system unit, an ignition device 7.
На газодинамическом устройстве установлены сопла 8 для выхода горячего газа и создания реактивной тяги.On the gas-dynamic device, nozzles 8 are installed to exit the hot gas and create jet thrust.
Твердотопливный заряд 5 закреплен конгруэнтно, таким образом заряд равноудален от внутренних стенок корпуса 6 аккумулятора давления 4, при этом торец заряда 5 отстоит от задней стенки А аккумулятора давления 4 на расстоянии h, которое не менее 0,01 D, где D - наибольший диаметр основания заряда 5.The solid fuel charge 5 is fixed congruently, thus the charge is equidistant from the inner walls of the housing 6 of the pressure accumulator 4, while the end face of the charge 5 is separated from the back wall A of the pressure accumulator 4 at a distance h, which is at least 0.01 D, where D is the largest diameter of the base charge 5.
Устройство воспламенения 7 расположено внутри аккумулятора давления 4 и смещено от продольной оси блока системы управления на расстоянии Н, которое не менее 0,1 D.The ignition device 7 is located inside the pressure accumulator 4 and is offset from the longitudinal axis of the control unit at a distance H, which is not less than 0.1 D.
Блок газореактивной системы управления работает следующим образом.The unit gas control system operates as follows.
После схода реактивного снаряда с пусковой установки срабатывает устройство воспламенения 7, в результате чего происходит возгорание твердотопливного заряда 5 и образования горячего газа (рабочего тела). Через промежуток между задней стенкой аккумулятора давления А и торцом заряда 5 горячий газ поступает в газодинамическое устройство 2 и в соответствии с алгоритмом управления реактивного снаряда, который формируется блоком автоматики 3, распределяется в соответствующие сопла 8, создавая тем самым управляющее воздействие для коррекции траектории реактивного снаряда.After the descent of the rocket from the launcher, the ignition device 7 is triggered, resulting in the ignition of the solid fuel charge 5 and the formation of hot gas (working fluid). Through the gap between the back wall of the pressure accumulator A and the end face of the charge 5, hot gas enters the gas-dynamic device 2 and, in accordance with the control algorithm of the missile, which is formed by the automation unit 3, is distributed into the corresponding nozzles 8, thereby creating a control action for correcting the trajectory of the missile .
В полете снаряда корпус 6 аккумулятора давления 4 является обтекателем блока газореактивной системы управления реактивного снаряда, и подвергается аэродинамическому нагреву до температур, соизмеримых с температурой рабочего тела. Это приводит к снижению нестационарного теплообмена аккумулятора давления с внешней средой в силу малой разности температур внешней и внутренний его стенок и тем самым поддерживается постоянство параметров рабочего тела аккумулятора давления. В результате этого снижаются разбросы тяги газодинамического исполнительного устройства и повышается эффективность стабилизации реактивного снаряда.In flight, the housing 6 of the pressure accumulator 4 is a fairing block gas-reactive control system of a rocket, and is subjected to aerodynamic heating to temperatures comparable with the temperature of the working fluid. This leads to a decrease in unsteady heat transfer of the pressure accumulator with the external environment due to the small temperature difference between its external and internal walls, and thereby the parameters of the working medium of the pressure accumulator are kept constant. As a result of this, the thrust dispersion of the gas-dynamic actuator is reduced and the stabilization efficiency of the rocket is increased.
Выполнение блока газореактивной системы управления в соответствии с изобретением позволило за счет исключения влияния нестационарного теплообмена существенно снизить разбросы управляющей тяги, тем самым повысить эффективность стабилизации снаряда газореактивной системой управления, работающей на продуктах сгорания твердого ракетного топлива, а также позволило повысить технологичность и эксплуатационную безопасность блока за счет его конструктивных особенностей (съемный корпус аккумулятора давления, переднее его расположение).The implementation of the gas-reactive control system block in accordance with the invention has made it possible to significantly reduce the control thrust dispersion by eliminating the influence of unsteady heat transfer, thereby increasing the stabilization efficiency of the projectile by the gas-reactive control system operating on solid rocket fuel combustion products, and also to improve the processability and operational safety of the block for due to its design features (removable pressure accumulator housing, its front location).
Указанный положительный эффект подтвержден лабораторными и огневыми стендовыми испытаниями опытных образцов блока газореактивной системы управления реактивного снаряда, выполненного в соответствии с изобретением, а также летно-конструкторскими испытаниями опытных образцов реактивного снаряда с заявляемым блоком газореактивной системы управления.The indicated positive effect is confirmed by laboratory and fire bench tests of prototypes of a gas-reactive rocket control unit made in accordance with the invention, as well as flight design tests of rocket prototypes with the inventive gas-reactive control system block.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003131009/02A RU2247305C1 (en) | 2003-10-21 | 2003-10-21 | Gas-reaction control system unit of jet projectile |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003131009/02A RU2247305C1 (en) | 2003-10-21 | 2003-10-21 | Gas-reaction control system unit of jet projectile |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2247305C1 true RU2247305C1 (en) | 2005-02-27 |
Family
ID=35286345
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2003131009/02A RU2247305C1 (en) | 2003-10-21 | 2003-10-21 | Gas-reaction control system unit of jet projectile |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2247305C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2520227C1 (en) * | 2013-05-29 | 2014-06-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" | Gas-dynamic actuating device |
| RU2667168C1 (en) * | 2017-08-21 | 2018-09-17 | Акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Дельта" | Method of correcting trajectory of extended range base bleed projectile and head electromechanical fuze with brake device |
-
2003
- 2003-10-21 RU RU2003131009/02A patent/RU2247305C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2520227C1 (en) * | 2013-05-29 | 2014-06-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" | Gas-dynamic actuating device |
| RU2667168C1 (en) * | 2017-08-21 | 2018-09-17 | Акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Дельта" | Method of correcting trajectory of extended range base bleed projectile and head electromechanical fuze with brake device |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9726115B1 (en) | Selectable ramjet propulsion system | |
| KR101494393B1 (en) | Dual thrust rocket propulsion machinery | |
| RU2247305C1 (en) | Gas-reaction control system unit of jet projectile | |
| Wilson et al. | The evolution of ramjet missile propulsion in the US and where we are headed | |
| RU2462686C2 (en) | Method of increase of range capability of projectile (versions) and device for its implementation | |
| RU2631958C1 (en) | Reactive engine, method for shooting with rocket ammunition and rocket ammunition | |
| CN117028065A (en) | Single-chamber double-thrust solid rocket engine with large thrust ratio | |
| RU2313683C1 (en) | Jet engine | |
| RU2308670C1 (en) | Hypersonic guided missile | |
| RU2585211C1 (en) | Missile with air-jet engine | |
| Krishnan et al. | Design and control of solid-fuel ramjet for pseudovacuum trajectories | |
| Pelosi-Pinhas et al. | Solid-fuel ramjet regulation by means of an air-division valve | |
| RU2133864C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2386921C1 (en) | Multistage anti-aircraft missile and method of its tactical employment | |
| US3380382A (en) | Gun launched liquid rocket | |
| RU2809456C1 (en) | Cassette warhead | |
| RU2777720C2 (en) | Bullet with reactive launched cartridge | |
| RU2769032C1 (en) | Method for forming a protective coating of gun barrels | |
| RU2775451C1 (en) | Rocket part of a jet-propelled projectile | |
| RU2117235C1 (en) | Pulse rocket projectile | |
| CN205383007U (en) | Microminiature pulse engine | |
| Ferfouri et al. | Computational analysis of rocket-assisted projectile trajectory | |
| US11486682B2 (en) | Integrated propulsion and warhead system for an artillery round | |
| RU2799899C1 (en) | Unit of the control system of a rocket launched from a tubular guide | |
| RU2465542C1 (en) | Head part of volley fire rocket system |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20151022 |