Siergiej Szojgu, minister obrony Rosji, ogłosił 24 grudnia 2019, że pierwszy pułk rakietowy wyposażony w system rakietowy Avangard – posiadający hipersoniczny pocisk nuklearny osiągnął gotowość bojową.  Z kolei Prezydent   Putin w  orędziu noworocznym  podkreślił, że Rosja jest jedynym krajem uzbrojonym w broń hipersoniczną zaznaczając, że po raz pierwszy w historii Rosja przewodzi obecnie światu w opracowywaniu zupełnie nowej klasy broni, w przeciwieństwie do przeszłości, gdy doganiała  USA. Rosyjski lider zauważył, że Avangard został zaprojektowany przy użyciu nowych materiałów kompozytowych, aby wytrzymać temperatury do 2000 Celsjusza (3632 Fahrenheita) wynikające z lotu przez atmosferę z prędkością hipersoniczną.  Głowica szybująca Avangard ma zasięg ponad 6000 km, waży około 2000 kg i może przewozić ładunek jądrowy o wartości 2 megaton w ekwiwalencie TNT. Po osiągnięciu apogeum suborbitalnego na wysokości około 100 km,  za pomocą rakiety balistycznej, pocisk  szybujący oddziela się od rakiety a następnie przelatuje przez atmosferę w kierunku celu, wykonując manewry,  z prędkością 20 Macha (6,28km/s). Ta manewrowość może sprawić, że trajektoria Avangarda stanie się nieprzewidywalna, co w praktyce  komplikując próby przechwycenia  przez tarcze antyrakietową. Putin reklamował  dzieło Avangarda jako przełom technologiczny porównywalny do radzieckiego  startu pierwszego satelity w 1957 roku.

Te wydarzenia spowodowały zmianę planów wydawniczych na 2020 rok, w celu omówienia krótkiej analizy techniki hipersonicznej w patentach. Natomiast opracowane już materiały z zakresu techniki aplikacji dronów przesunięte zostały na luty 2020.  W teorii silnik strumieniowy Scramjet (Supersonic Combustion Ramjet) https://pl.wikipedia.org/wiki/Scramjet jest bardzo prosty, a w rzeczywistości jego termodynamiczne warunki pracy są bardziej skomplikowane. Do chwili obecnej nie opracowano w pełni skutecznego i sprawnego silnika strumieniowego. Inna nazwa silnika strumieniowego to Flying stove pipe (latająca rura gazowa), lub Athodyd (skrót słów – powietrzny kanał termodynamiczny). Silnik strumieniowy jest formą silnika przelotowego, bez ruchomych elementów.  Silnik ten wykorzystuje kompresję powierza na skutek własnego ruchu do przodu. Sprężone powietrze otrzymuje wtrysk paliwa co powoduje następnie zapalnie mieszanki powietrzno-paliwowej. Wzrost ciśnienia spalin skierowany przez dyszę wylotową daje ciąg silnikowi.  Dlatego silnik ten nie może dać siły ciągu przy zerowej prędkości. Pojazd wyposażony w tego typu silnik musi mieć inny rodzaj napędu, aby zapoczątkować ruch  i  procesy spalania w silniku strumieniowym.  W teorii silnik strumieniowy jest  najskuteczniejszy w zakresie prędkości od Ma 3 do Ma 6. Wciąż poszukuje się zastosowania dla silniki strumieniowego.  W  chwili obecnej szeroko patentuje się   zastosowanie silnika strumieniowego w pociskach artyleryjskich różnych kalibrów,  chociaż znane są również  prace zastosowania tego typu silników na końcu  wirników nośnych śmigłowców.   Jako ciekawostkę można podać fakt, że tego typu rozwiązanie zgłosił już w 1915 roku węgierski wynalazca Albert Fono, dla wojsk austro-węgierskich, ale wówczas  ten pomysł został odrzucony.

W drugiej połowie XX wieku badano możliwości silników strumieniowych  zaprojektowanych do lotu z prędkością hipersoniczną (powyżej Mach 5). Badania teoretyczne wykazały możliwość napędzania pojazdów rakietowych z silnikiem strumieniowym zasilanym paliwem wodorowym, w celu osiągnięcia prędkości orbitalnej rzędu  Mach 15 lub wyższej. Eksperymentalne prace z zewnętrznym silnikiem strumieniowym i powiązanymi konfiguracjami wykazały wykonalność silników wykorzystujących spalanie naddźwiękowe. Milowym krokiem w rozwoju silników hipersonicznych były rezultaty projektu Typhon kontynuowanego, w latach 60-tych  XX wieku, przez USA w konstrukcjach rakiet przeciwlotniczych Marynarki Wojennej.Stanów Zjednoczonych. Prace były tajne więc zgłoszony patent w 1965 roku zostało odtajniony dopiero w 1981 roku po definitywnym zakończeniu prowadzonych prób i badań z całą rodziną rakiet systemu Typhon opracowanego w ramach kontraktu udzielonego firmie Bendix Corporation.

Odtajniony patent  US4291533  SUPERSONIC RAMJET MISSLE, The Secretary of the Navy USA, Dugger et al., Data  patentu: 29.08.1981, zawiera szczegółowe informacje konstrukcyjne projektu rakiety  z silnikiem  ramjet  o zasięgu równoważnym opracowanej konstrukcji rakiety  dalekiego zasięgu Typhon, który przy optymalnej trajektorii przelotu osiągnąłby zasięg 200 mil morskich w około 2,3 minuty  z przyspieszeniem 100 g.

FIG.1 jest rzutem bocznym pocisku, przy czym konfiguracja wewnętrzna jest wskazana liniami przerywanymi, a wzór fali uderzeniowej pokazany jest liniami przerywanymi;  FIG.2 to widok z boku, w zmniejszonej skali, pokazujący ulepszony pocisk naddźwiękowy w połączeniu z rakietą wspomagającą, jako kompletna broń;  FIG.3 jest powiększonym przekrojem podłużnym, pokazującym przednią część pocisku, a szczególnie ilustrującym strukturę konstrukcji  wewnętrznej  i środki do regulacji położenia dyszy wlotowej powietrza; FIG.4 jest przekrojem w tej samej skali co Fig.3, ilustrujący strukturę rufowej części pocisku; FIG. 5 jest szczegółową sekcją w linii 5-5 na FIG.3; FIG.6 jest szczegółową sekcją linii 6–6 na FIG.3; FIG.7 jest schematycznym widokiem układu dystrybucji paliwa.

Sugerowany uniwersalny pocisk rakietowy naddźwiękowego spalania według wynalazku przedstawiony na rysunku Fig.1, ma długość 135 cali z wlotem o średnicy 18 cali i średnicą podstawy 22,1 cala,  które to wymiary  stanowią rozsądną konfigurację dla rakietowych pocisków flotowych ogólnego przeznaczenia z przytoczonymi możliwościami wydajności. Większy ciąg i zdolność przyspieszania można osiągnąć poprzez zwiększenie średnicy pocisku, natomiast większy zasięg można uzyskać poprzez zwiększenie długości pocisku  i  pojemności paliwa dla danej średnicy; można dokonać kompromisów między długością i średnicą w ramach danego ograniczenia masy lub objętości, aby spełnić najważniejszą specyfikację misji, zgodnie z wymaganiami. Pocisk ma cztery wysoko pochylone skrzydła delta i elementy sterujące ogonem ( płetwy) w układzie krzyżowym (w odległości 90 °) o maksymalnej rozpiętości 44,5″. Zatem boczne wymiary korpusu pocisku są podobne do wymiarów pocisku dalekiego zasięgu TYPHON, który ma cylindryczny korpus 16″, ale mierzy 23″ w poprzek płetw  grzbietowych użytych do sterowania; jednak ulepszony pocisk jest o 50 cali krótszy i o 18,5 cala mniejszy w maksymalnej rozpiętości.

Typowa konfiguracja pocisku   pokazana na Fig.2 wyposażona jest w rakietowy człon startowy o takiej samej średnicy 22,1’’ jak podstawa pocisku  i  długości 8 stóp,  co daje całkowitą długość pocisku rakietowego około 20 stóp.  Czubek rakiety ma stożkową owiewkę, która rozciąga się do dysz pocisku ramjet,  co umożliwia to płynne regulowanie wlotem powietrza podczas  pracy członu startowego  oraz pozwalana płynne  uruchomienie   wlotu strumienia powietrza  w celu inicjacji silnika strumieniowego  przed separacją. W rzeczywistości, jeśli ulepszony silnik wykorzystuje reaktywne paliwo wysokoenergetyczne, jak tu zasugerowano, strumień strumieniowy powinien zostać zapalony podczas doładowania, aby zapewnić niewielką część całkowitego impulsu doładowania  i  zapewnić czyste, szybkie oddzielenie z natychmiastowym i ciągłym przyspieszeniem strumienia po tym okresie. W praktyce wymagana jest rakieta o impulsie startowym  260 sek , przyspieszeniu średnim 10g oraz granicznej prędkości 4 Macha.

Odnosząc się ponownie do Fig.1, ulepszony pocisk per se, jest ogólnie pokazywany jako pocisk 10, który zawiera rurowy korpus 12, wyposażony w cylindryczną sekcję rufową 14, zwężającą się sekcję przednią 16 i zasadniczo cylindryczną osłonę 18. Rozmieszczone  na zewnątrz płetwy lub skrzydła 20, ustawione w konfiguracji krzyżowej, rozciągają się na większej części długości korpusu 12 i kończą się ukośnymi krawędziami 22. Na rufowej części końcowej 14 i w jednej linii ze skrzydłami 20 zamontowane są żebra sterujące 24.Według rysunków Fig. 3 i 4 sekcje 14, 16 i 18 są zabezpieczone odpowiednimi śrubami, aby utworzyć korpus 12.  Odnosząc się  do sekcji rufowej 14,  to ta sekcja zawiera ścianę zewnętrzną 25, która jest przymocowana do pierścienia łączącego 26 za pomocą śrub 27, oraz wewnętrzną stożkową ścianę 28, która wyznacza dyszę wylotową 29. Wewnętrzny lub przedni koniec dyszy 29 jest przymocowany do pierścienia sprzęgającego 30, który z kolei jest połączony z kołnierzem 31 na rufowym końcu cylindrycznej komory spalania 32, która tworzy teraz część przednią sekcji 16.

Przednia sekcja 16, Fig.4, zawiera ścianę zewnętrzną 33, ścianę wewnętrzną 34 i ścianę rufową 35. Wewnętrzna ścianka jest zwężona, aby utworzyć dyfuzor i jest zintegrowana z komorą spalania 32. Rufowa ściana 35 jest przymocowana do tulei 37, która otacza ścianę komory spalania 32. Paliwo jest transportowane w zbiorniku 39, który jest zamontowany w sekcji 16 i otacza ścianę wewnętrzną 34 (dyfuzor) oraz komorę spalania 32. Odpowiednie wtryskiwacze w postaci otworów w ścianach 32 i 28 pokazano są schematycznie jako  40, 40a i 40b. Odpowiednie oringi 41 i 42 uszczelniają wewnętrzne i zewnętrzne obrzeża ściany 35, aby zabezpieczyć się przed wyciekiem ze zbiornika 39. Aby zapewnić połączenie osiowe rakiety startowej, pierścień sprzęgający 43 z rakietą startową jest zamontowany na końcu wylotowym dyszy 29.

Jak pokazano na rysunku Fig.3, ściana 33 przedniej sekcji 16 jest wyposażona odpowiednio w promieniowe i osiowe kołnierze 45 i 46, przy czym promieniowy kołnierz 45 jest połączony z kołnierzem 47 na ścianie 34, a osiowy kołnierz 46 jest przymocowany do tylnej części końcowej osłona 18.  Ściany 25, 28 i 35 tworzą wnękę 48, w której mogą znajdować się urządzenia do prowadzenia i sterowania pociskami, w zależności od potrzeb. Wkładka 49 z odpowiedniego materiału izolacyjnego chroni elementy we wnęce przed skutkami wysokich temperatur.

Przy rufowym końcu osłona 18 jest zaopatrzona w skierowane promieniowo do wewnątrz rozpórki 50, do których wewnętrznych końców przymocowany jest pierścieniowy element 52 do podparcia sekcji  wewnętrznej pocisku i zamontowania mechanizmu pozycjonowania wspomnianej sekcji. Korpus wewnętrzny jest ogólnie pokazany w punkcie 54 i zawiera względnie ruchome stożkowe sekcje 55 i 56 do przodu i do tyłu. Aby dokonać względnego ruchu sekcji 55 i 56, zapewniono mechanizmy napędowe 64 i 65. Ponieważ mechanizmy napędowe są identyczne, wystarczy opis jednego z nich. Mechanizm napędowy 64 zawiera silnik 66, który jest przymocowany do płyty 67, która jest przymocowana do jednej z rozpórek 50. Silnik mechanizmu napędowego 64 jest zamontowany w podobny sposób i jest przymocowany do rozpórki 50 usytuowanej przeciwnie do średnicy. Oba silniki są sztywno połączone z okrągłym wspornikiem montażowym 68, który montuje obudowę 70, która może zawierać głowicę, wyposażenie naprowadzające lub inne odpowiednie urządzenie.

Mechanizm napędowy 64 zawiera śrubę podającą 72, która wystaje z przeciwległych końców silnika 66. Śruba 72 ma stosunkowo grubą gwintowaną sekcję 73, która wchodzi w nakrętkę 74 przymocowaną do ścianki 57 przedniej sekcji 55, oraz stosunkowo drobną gwintowaną sekcję 75, która jest operacyjnie osadzona w nakrętce 76 przymocowanej do ścianki 61  sekcji rufowej  56.  Silnik 66 jest sterowany hydraulicznie przez serwomechanizm 78,  który jest połączony z tym silnikiem liniami 78a.  Z kolei serwomechanizm 78 może być dogodnie obsługiwany pneumatycznie przez ciśnienie płynu z rurki 79 Pitota, która znajduje się z przodu wewnątrz sekcji 55 korpusu i ma swój  przedni koniec  80  zamontowany w wierzchołku sekcji 81 . Ciśnienie Pitota jest doprowadzane do przetwornika 79a, który jest połączony z silnikiem 80a za pomocą elastycznych drutów 81a.  Korpus wewnętrzny 54 jest zamontowany z częścią środkową i częścią rufową w otwartym przednim końcu korpusu 12, przy czym korpus wewnętrzny jest podparty osiowo od głównego korpusu  w odstępie od niego za pomocą rozpórek 50. Jak będzie widoczne, korpus wewnętrzny 54 współpracuje z korpusem głównym w celu utworzenia wlotu 82. Mechanizmy napędowe 65 i 66 przesuwają sekcje 55 i 56 nadwozia względem osłony 18 w celu prawidłowego ustawienia fal uderzeniowych A, B, C i D (patrz Fig.1). Na przykład sekcje 55 i 56 można przesuwać do przodu ze względnie małą prędkością i do tyłu ze stosunkowo dużą prędkością. Śruba  o grubym gwincie  73 zapewnia ruch około 6,3 cala dla sekcji przedniej, podczas gdy drobny gwint śruby  75 wytwarza około 1,7 cala ruchu dla sekcji rufowej. Należy zauważyć, że przedstawiony wlot reprezentuje wysoki stosunek sprężenia objętości  wewnętrznej przestrzeni od obszaru przepływu powietrza I do obszaru przepływu powietrza IV (Fig.1). Aby zapewnić rozpoczęcie naddźwiękowego przepływu powietrza przez ten wlot, zastosowana zostanie tymczasowa częściowa blokada w obszarze wlotu 82.

Paliwo, które jest dostarczane w pobliżu przedniego końca komory spalania 32, spowoduje powstanie fali ukośnej  E, (Fig.1 ), tak, że zaburzenie przepływu spowodowane wtryskiem paliwa faktycznie służy jako część układu sprężania powietrza. Liczba Macha w strumieniu powietrza po tej ostatniej fali uderzeniowej będzie wynosić około 1/3 liczby Macha w locie. Oczekuje się, że wydzielanie ciepła nastąpi przy prawie stałym ciśnieniu. Dodatkowe porcje paliwa można dodawać ze ściany w pobliżu środka tego cylindrycznego odcinka, tak za pomocą wtryskiwaczy 40a, a przy dużym ciągu przy liczbie Macha między 4 a 5, część paliwa można dodać na początku rozbieżnej stożkowej  sekcji  dysz, przez wtryskiwacze 40b. Generator gazu 84, napędzana gazem turbina 84a i pompa paliwowa 84b we wnęce 48 zostaną wykorzystane do dostarczenia paliwa do kolektorów pierścieniowych wokół każdej z tych trzech lub więcej stacji wtrysku paliwa. Natężenie przepływu będzie kontrolowane przez pompę turbinową w oparciu o zdefiniowane  ciśnienie lub liczbę  Macha.

Układ sterowania paliwem pokazano schematycznie na  Fig.7, zawiera  komputer 182, połączony z układem sterowania ( proporcji paliwo-powietrze E.R.), 185, który zapewnia regulację natężenia przepływu paliwa w zależności od liczby Macha i wysokości,  w celu uzyskania pożądanego stosunku paliwo-powietrze, który z kolei jest funkcją zadanej  trajektorii pocisku. Paliwo ze zbiornika 39 jest odprowadzane z pompy 84b do regulatora paliwa 186, a następnie do dozownika turbiny 187, przy czym regulator paliwa i turbina 84a są sterowane przez komputer 182. Z licznika turbiny 187 paliwo przepływa do zaworu rozdzielczego 188, który składa się z  obudowy 189, zaworu 190 wyposażonego w  trzon 191 oraz integralną obudowę mieszkową 192, w której zamontowany jest mieszek 193. Mieszek 193 ma swój zewnętrzny koniec przymocowany do wewnętrznej powierzchni zewnętrznej ściany końcowej obudowy 192, a jego wewnętrzny koniec jest przymocowany do płyty lub tłoka 194, który jest również połączony z trzonem 191. Element zaworowy 191 jest połączony z rozmieszczonymi w odstępach  portami 195, które są ruchome w celu zasilania  portów wylotowych 196 w dolnej ściance obudowy 189. Komora rozdzielcza 197 znajduje się w obudowie nad elementem zaworowymi , gdzie łączy się z miernikiem turbiny przez otwór 198. Sprężyna 199 w obudowie 189 utrzymuje element zaworowy w stanie ściśniętym. Rury wylotowe paliwa 200, 201 i 202 łączą  odpowiednio  wtryskiwacze 40, 40a i 40b z portami wylotowymi 196.  Do sterowania zaworem rozdzielczym 188 stosowana jest jednostka sterująca 203 czujnika P1, która zawiera  ograniczniki 204 i 205, które określają komorę 206. Ogranicznik 204 znajduje się na jednym końcu jednostki 203 i ma korek odpowietrzający 207, którego ruch jest kontrolowany przez odpowiednie urządzenie serwo (niepokazane), obsługiwane przez komputer 182. Jednostka sterująca 203 czujnika jest wyposażona w otwarty koniec 208, który jest podłączony do czujnika P1 Fig.4. Rura 209 łączy komorę 206 z wnętrzem mieszka 193, a rura 210 łączy komorę 211 między płytką 194  a wewnętrzną ścianą końcową obudowy mieszka z czujnikiem P2, Fig.4.

Tak więc celem układu paliwowego jest utrzymanie naddźwiękowego przepływu przez komorę spalania i właściwej równowagi między stratami spowodowanymi  oddawaniem ciepła, falami uderzeniowymi  i  powstałymi związkami chemicznymi, aby zoptymalizować osiągi silnika. Zależność między układem sterowania paliwem a układem sterowania wlotem można zilustrować przykładem: jeśli komputer, w odpowiedzi na zaprogramowane informacje o locie lub na polecenie z ziemi, wzywa do przyspieszenia, przepływ paliwa zostanie zwiększony w celu wzrostu prędkości pocisku. Taki wzrost prędkości spowoduje wzrost  prędkości mierzonej liczbą Macha  przez czujnik , co spowoduje przesunięcie sekcji  wewnętrznej  silnika w celu utrzymania fal uderzeniowych w możliwie najbardziej optymalnych pozycjach między nieruchomą strukturą obudowy rakiety. Ponieważ  fala uderzeniowa E jest kontrolowana przez wtrysk paliwa więc  w celu prawidłowego ustawienia fal uderzeniowych B i C następuje kontrolowana regulacja położenia sekcji wewnętrznej silnika ramjet.

ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ПАТЕНТУ  RU2670462C1 АРТИЛЛЕРИЙСКИЙ СНАРЯД, Черниченко Владимир Викторович, Дата регистрации: 23.10.2018

Wynalazek dotyczy amunicji, a mianowicie: sposobów zwiększania zasięgu lotu pocisków artyleryjskich poprzez zwiększenie jego prędkości lotu ze względu na energię zgromadzoną w paliwie dodatkowego silnika. Umieszczenie silnika strumieniowego na pokładzie pozwala na użycie powietrza jako środka utleniającego, ale w tym przypadku pocisk musisz mieć komorę dopalania o określonych rozmiarach na pokładzie pocisku, ograniczając w ten sposób objętość ładunku przy niezmienionych wymiarach skorupy.   Pocisk  zawiera korpus z główną jednostką stabilizującą i komorą rufową. Wewnątrz korpusu wykonano przegrodę, która dzieli pocisk na dwie izolowane od siebie części. W jednej części umieszczona jest substancja wybuchowa. W drugiej części umieszczono kompozycję paliwową  bez utleniacza  dla dolnego generatora gazu. Dolny generator gazu składa się z pustej części pocisku i zespołu dysz. Korpus przedziału rufowego jest przesuwany teleskopowo w stosunku do korpusu głównego, co zapewnia powstanie komory silnika rakietowo-strumieniowego. Wynalazek ilustrują rysunki, na których na FIG.1 to schematyczny pocisk artyleryjski przed wyjściem z lufy;  FIG.2 jest widokiem w przekroju w obszarze urządzeń wlotowych powietrza z FIG.1; FIG.3 pokazuje schemat pocisku artyleryjskiego po pierwszej transformacji kadłuba; FIG.4 pokazuje schemat pocisku . artyleryjskiego po upuszczeniu pocisku zewnętrznego.

Pocisk pocisku składa się z dwóch części wewnętrznej 1 i zewnętrznej 2 współosiowo zamontowanych.  Skorupa 2 jest wykonana z możliwością ruchu osiowego względem skorupy 1. Blok głównych stabilizatorów 3 i urządzeń wlotu powietrza 4 jest zainstalowany na zewnętrznej skorupie 2. Urządzenie wlotu powietrza 4 wraz z zewnętrzną powłoką 2 i dyszą 5, umieszczone w części wyjściowej zewnętrznej powłoki 1, tworzą drugi obwód silnika strumieniowego, którego zasada działania jest następująca. Gaz wytworzony podczas spalania specjalnego paliwa stałego w dolnym generatorze gazu 6, zawierający znaczną ilość niespalonych cząstek, dostaje się do komory silnika i po spaleniu miesza się ze strumieniem powietrza, który wchodzi do komory przez urządzenia wlotowe 4. Dolny generator gazu 6 z blokiem dysz 7, reprezentujący pierwszy obwód silnika strumieniowego, jest zainstalowany wewnątrz wewnętrznej skorupy 1. Korpus jest podzielony na dwie części: pierwsza 7 z ładunkiem materiału wybuchowego, a druga z dnem generator gazu 6 wykorzystujący przegrodę 8. Wewnątrz wnęki drugiej części zainstalowany jest zespół złącza części obudowy 9. Blok dodatkowych stabilizatorów 10 jest zainstalowany na przegrodzie  8. W momencie strzału pocisk jest rozkładany w lufie działa artyleryjskiego, podczas gdy wewnętrzna i zewnętrzna skorupa odpowiednio 1 i 2 wspólnie dostrzegają powstałe przeciążenie osiowe. Po tym, jak pocisk opuszcza otwór, zewnętrzna skorupa 2 jest przemieszczana do tyłu w stosunku do kierunku przemieszczania się pocisku, podczas gdy główne stabilizatory aerodynamiczne 3 i urządzenia wlotowe 4 są otwierane, które razem z zewnętrzną skorupą 2  i  dyszą 5 tworzą strukturę silnika  strumieniowego (ramjet). W dolnym generatorze gazu 6, który jest pierwszym obwodem silnika strumieniowego, zapala się kompozycję paliwową z niedoborem utleniacza, po czym produkty niepełnego spalania paliwa zaczynają płynąć do drugiego obwodu. Za pomocą urządzeń pobierających powietrze 4 powietrze atmosferyczne jest pobierane  i  wykorzystywane do dopalania w drugim obwodzie produktów gazowych pochodzących z pierwszego obwodu, które następnie wypływają przez dyszę 5 drugiego obwodu, co powoduje powstanie ciągu reaktywnego. Po zakończeniu działania dolnego generatora gazu 6 następuje odrzucenie i drugiej części korpusu. W takim przypadku uruchamiany jest mechanizmu zespołu złącza 9, który zapewnia odłączenie obudowy drugiej części z zespołem stabilizatorów 3 od korpusu pocisku oraz mechanizm otwarcia  dodatkowych stabilizatorów 10. Zastosowanie proponowanego rozwiązania technicznego zwiększy zasięg lotu pocisku artyleryjskiego poprzez optymalizację konstrukcji pocisku, zmniejszenie jego masy podczas lotu i wybranie optymalnych właściwości bloku stabilizatora dla każdej sekcji lotu – z działającym i niedziałającym silnikiem strumieniowym.

Celem patentu US9823053 SOLID FUEL RAMJET AMMUNITION Boeing Company. Lawrence E. Fink, Data patent 21.10.2017,  jest  zwiększenie zasięgu broni artyleryjskiej, który  jest kluczowym elementem skuteczności broni i misji. Zwiększony zasięg daje możliwość wykorzystania przewagi polegającej na niedopasowaniu, w której żołnierz lub pilot może zaatakować wroga na odległość większą niż zasięg ognia wroga. Im większy zasięg, tym więcej czasu ma żołnierz lub pilot i tym więcej strzałów można wykonać przed zbliżeniem się do zbliżającego się wroga. Zwiększony maksymalny zasięg zwykle przekłada się również na korzyści z bardziej płaskiej trajektorii i zwiększonej prędkości uderzenia w danym zakresie dla potencjalnie zwiększonej skuteczności. Dotychczas zasięg amunicji można zwiększyć, zwiększając prędkość wylotową, używając materiałów napędowych o wyższej energii lub wyższych ciśnień roboczych, używając wzmocnionych pocisków lub poprawiając współczynnik balistyczny poprzez zmniejszenie oporu. Współczesne konstrukcje amunicji artyleryjskiej adoptują możliwości silników ramjet do wielokrotnego zwiększenia zasięgu pocisków o różnym kalibrze.

FIG.1 – jest schematem przedstawiającym częściowo przekrój naboju artyleryjskiego zawierającego napęd strumieniowy zgodnie z  przykładem wykonania; FIG.2 – jest schematem przedstawiającym częściowo przekrój pocisku z napędem  strumieniowym przedstawionym na FIG.1, po opuszczeniu lufy; FIG.3  – jest schematem przedstawiającym zewnętrzny widok izometryczny trójwymiarowego (3-D)
modelu pocisku ramjet na FIG.1; FIG.4 – to schematyczny przekrój przedstawiający trójwymiarowy model pocisku ramjet  ilustrujący rozmieszczenie materiału napędowego; FIG.5 – to schematyczny przekrój przedstawiający model 3D pocisku ramjet  w konfiguracji podczas  lotu. Elementy zespołu zewnętrznego zostały usunięte, aby odsłonić komorę spalania i  zespół wewnętrzny w pozycji wysuniętej; FIG. 6 – to schematyczny przekrój przedstawiający trójwymiarowy model zewnętrznego korpusu pocisku strumieniowego przedstawiony na FIG.2; FIG.7- jest schematem przekroju przedstawiającym trójwymiarowy model zaworu powietrznego z gwintowaną rurą pocisku strumieniowego przedstawionego na FIG.2 Część gwintowana zaworu powietrznego  została usunięta, aby odsłonić jego wewnętrzną strukturę.

Przedstawiony nabój amunicyjny 10 zawiera łuskę  naboju 2 i pocisk strumieniowy 12, FIG.2. Obudowa 2  zbudowana jest z cylindrycznej ścianki 4 i  kryzy łuski  6, która zamyka jeden koniec cylindrycznej ściany 4,  a drugi koniec jest otwarty. Nabój 10 zawiera ponadto elektryczny zapalnik 44, który jest wkładany do wnęki kryzy 6 pośrodku  jej podstawy. Po przyłożeniu  napięcia startującego zapalnik  44 zapala ładunek wybuchowy  14, Fig.1, tym samym odpalając pocisk strumieniowy 12. Pocisk ramjet 12 zawiera rurowy zespół zewnętrzny i zespół wewnętrzny, który obraca się i przemieszcza w kierunku do przodu względem zespołu zewnętrznego po wystrzeleniu. Zewnętrzny zespół pocisku strumieniowego 12 zawiera rurowy korpus zewnętrzny 20 z dyszą 38 na swoim tylnym końcu. Większa część zewnętrznego korpusu 20 jest otoczona  cylindryczną ścianką 4  łuski  2, aby zapewnić długość i objętość potrzebną do paliwa ramjet. Cylindryczna ścianka 4  łuski  2 jest przymocowana do zewnętrznego korpusu 20 konwencjonalnymi środkami. Mówiąc dokładniej, w korpusie zewnętrznym 20, w którym ścianka cylindryczna łuski 4 jest zaciskana podczas końcowego montażu, znajdują się dwa  rowki zaciskające.  Pierścieniowy walec  stałego paliwa strumieniowego 32 jest umieszczony w sąsiedztwie okrągłej cylindrycznej wewnętrznej powierzchni zewnętrznego korpusu 20.

Zespół zewnętrzny zawiera ponadto wlotową osłonę 22 (nie otoczoną cylindryczną ścianą 4), która jest przymocowana do przedniego końca zewnętrznego korpusu 20. Przedni koniec wlotowej osłony 22 ma stożkową powierzchnię wewnętrzną. Wewnętrzny zespół pocisku strumieniowego 12 zawiera zawór powietrzny 16 w kształcie gwintowanego pierścienia, który jest  połączony z  pomocą gwintu umieszczonego na wewnętrznej powierzchni  części korpusu zewnętrznego 20.  Pierwsza część cylindrycznej ściany zaworu powietrznego 16 ma gwint zewnętrzny do połączenia z korpusem zewnętrznym 20; druga część cylindrycznej ściany zaworu powietrznego 16 z ma utworzonych w niej wiele rozmieszczonych obwodowo otworów 34. W pozycji pokazanej na Fig.1,  otwory 34 są  przykryte zewnętrznym korpusem 20. To zakrycie otworów 34 zapobiega wydostawaniu się gazu z komory 8 do kanału powietrznego 24, podczas gdy pocisk ramjet 12 przemieszcza się wzdłuż lufy działa. W celu uproszczenia rysunku Fig.1 otwory  34 są przedstawione jako prostokątne. Jednak w korzystnym przykładzie wykonania każdy z otworów 34 może być  zaokrąglony do przodu i do tyłu, aby uniknąć koncentracji naprężeń w rogach otworu.

Zgodnie z rysunkiem, FIG.1, wewnętrzny zespół  zawiera ponadto środkowy korpus pocisku 18 mający gwintowaną część 40, która jest gwintowo połączona z gwintami umieszczonymi na zewnętrznej powierzchni najbardziej wysuniętej do przodu części zaworu powietrznego 16. Korpus środkowy  18 jest umieszczony wewnątrz osłony wlotowej 22. Przedni koniec  korpusu centralnego 18 ma stożkową powierzchnię zewnętrzną. Korpus pocisku  18 i osłona wlotowa 22 są skonfigurowane tak, aby tworzyć pierścieniowy kanał powietrzny 24 mający podwójnie stożkowy, całkowicie zewnętrzny wlot 26 sprężonego powietrza. Centralny korpus 18 ma komorę 28, która zawiera ładunek wybuchowy. W alternatywnych przykładach wykonania np.: dla broni czysto kinetycznej komora 28 może zostać wyeliminowana. Korpus środkowy 18  może zawierać główny korpus, który jest otwarty na przednim końcu i nasadkę 42, która jest przymocowana i zamyka otwarty koniec głównego korpusu. Cylindryczny zawór powietrzny 16, gwintowany środkowy  korpus pocisku 18, zewnętrzny korpus 20 i osłona wlotowa 22 są korzystnie wykonane ze stopu twardego metalu (np. Stali stopowej 4340 o twardości Rockwella C 40).

Przed wystrzeleniem pocisku ramjet 12 cylindryczna ścianka 4  i  kryza 6 łuski 2,  ​​oraz cylindryczny zawór powietrzny 16 określają komorę 8 wypełnioną środkiem wybuchowym w postaci proszku. Nabój amunicyjny 10  zawiera ponadto taśmę obrotową 36, która jest osadzona i przymocowana do pierścieniowego rowka utworzonego na zewnętrznej powierzchni zewnętrznego korpusu 20. Taśma obrotowa 36 jest wykonana z metalu lub stopu metalu (np. miedzi lub aluminium), który zostanie zdeformowany przez spiralne rowki utworzone na wewnętrznej powierzchni lufy, gdy paliwo w komorze 8 zostanie zapalone, a pocisk strumieniowy 12 jest napędzany wzdłuż długości lufy, podczas gdy obudowa 2 naboju pozostaje z tyłu.

Gdy pocisk ramjet 12 przemieszcza się w kierunku wylotu lufy, interakcja śrubowych rowków z pasmem obrotowym 36 w lufie działa powoduje, że korpus zewnętrzny 20  i  osłona wlotu 22 trwale do niego przymocowane, obracają się wewnątrz lufy, gdy  pocisk 12 przemieszcza się wzdłuż swojej długości. Bezwładność zespołu wewnętrznego podczas obracania się zespołu zewnętrznego powoduje, że pierścieniowy zawór powietrzny 16 z  nie obraca się w tandemie z korpusem zewnętrznym 20 , z  którym  połączony jest za pomocą  gwintu. Z powodu połączenia gwintowego, każdy obrót korpusu zewnętrznego 20 względem zaworu powietrznego 16  i połączonego z nim korpusu środkowego 18  powoduje przemieszczenie zespołu wewnętrznego w kierunku do przodu względem zespołu zewnętrznego,  od względnego położenia pokazanego na Fig.1 do względnego położenia pokazanego na Fig.2.

Schemat przedstawiający częściowo przekrojowy widok pocisku strumieniowego 12 w locie, tzn. po  tym, jak pocisk ramjet 12 opuścił wylot lufy przedstawia rysunek Fig.2. W tej konfiguracji wewnętrzny zespół przesunął się w kierunku do przodu względem zewnętrznego zespołu w takim stopniu, że otwory 34 nie są już przykryte przez zewnętrzny korpus 20. W tym położeniu  komora, która jest  odpowiednio otoczone stałym paliwem strumieniowym 32  i  zaworem powietrznym 16  tworzy komorę spalania 30, w której podczas spalania zachodzi spalanie stałego paliwa strumieniowego 32.  Gwintowany zawór powietrzny 16 wpuszcza powietrze z pierścieniowego kanału powietrznego 24 do komory spalania 30 przez otwory 34, zapewniając w ten sposób środek utleniający wymagany do spalania stałego paliwa strumieniowego 32. Wewnętrzna średnica stałego paliwa strumieniowego 32 odpowiada średnicy gardzieli dyszy 38. Po opuszczeniu lufy  końcówka korpusu pocisku 18 wystaje przed krawędź wlotowej osłony 22, co ma wpływ na zwiększenie wydajności wlotu przez zapewnienie ukośnych zewnętrznych fal uderzeniowych zamiast pojedynczego normalnego uderzenia. Ten rodzaj konstrukcji jest dobrze znany specjalistom w dziedzinie projektowania wlotów. Przekrój przedstawiający trójwymiarowy model pocisku  10  przed włożeniem do w lufy przedstawia Fig.4. Elementy zespołu wewnętrznego i zewnętrznego zostały usunięte, aby odsłonić gaz pędny 14. Wybuchowy  materiał miotający 14 może zawierać dwuskładnikową mieszankę proszkową pocisku zawierającą nitrocelulozę i nitroglicerynę jako składniki wybuchowe. Proch  strzelniczy naboju  zajmuje objętość wewnątrz łuski pocisku  naboju 2   i  komory spalania strumieniowego 30.

Gwintowany  zawór powietrzny 16 posiada  osiem wzdłużnych szczelin 34 rozmieszczonych obwodowo w równych odstępach kątowych. Podczas lotu pocisku strumieniowego 12 powietrze atmosferyczne wchodzi do wlotu 26 powietrza i przepływa kolejno przez pierścieniowy kanał powietrzny 24, otwory 34 i komorę spalania 30. Ten przepływ powietrza zapewnia realizacje utleniacza do spalania paliwa ramjet 32 wewnątrz komory spalania 30. Produkty spalania są następnie wyrzucane z dyszy 38, napędzając pocisk strumieniowy do przodu. Korzystnie stałym paliwem ramjet 32 jest odlewane wysokoenergetyczne paliwo BMF-013, które jest dostępne w Aerojet Rocketdyne, Sacramento, Kalifornia. Skład paliwa BMF-013 to 50% boru w spoiwie polibutadienowym zakończonym grupą hydroksylową. Ten preparat paliwowy ma gęstość 0,05 funta / cal i wartość opałową 20 040 Btu / funt.

Stałe paliwa ramjet  z boru reprezentują najnowszy stan techniki. Przed ich opracowaniem standardem było paliwo całkowicie węglowodorowe oznaczone UTF-18,818. Chociaż ma niższą wartość opałową i gęstość niż paliwo borowe, nadal jest opłacalne i to (lub podobne paliwo całkowicie węglowodorowe, jak Aerojet Rocketdyne BMF-003) jest alternatywą dla paliw borowych. cylindryczną część 20a, która otacza pierścieniowy pierścień stałego paliwa strumieniowego, wewnętrznie gwintowaną część w kształcie pierścienia 20b  i wklęsłą część w kształcie pierścienia 20c, która tworzy tylną część pierścieniowy kanał powietrzny 24 widziany na FIG. 2 i 5. Dysza 38 jest uformowana integralnie z okrągłą cylindryczną częścią 20a. Gdzie FIG. 7 jest schematem przekroju przedstawiającym trójwymiarowy model zaworu powietrznego 16 pocisku strumieniowego przedstawionego na FIG. 2 i 5. Zawór powietrzny 16 zawiera zewnętrznie gwintowaną okrągłą cylindryczną część 16a mającą otwory 34, zewnętrznie gwintowaną okrągłą głowicę 16b  oraz  sekcje niegwintowaną 16c. Gwinty okrągłej cylindrycznej części 16b z gwintem zewnętrznym mają średnicę mniejszą niż
średnica gwintu okrągłej głowicy 16a z gwintem zewnętrznym, aby zapewnić luz do montażu. W stanie zmontowanym gwinty zewnętrznie gwintowanej okrągłej cylindrycznej części 16a zazębiają się z przeciwległymi gwintami wewnętrznie gwintowanej części pierścieniowej 20b, podczas gdy gwinty zewnętrznie gwintowanej okrągłej głowicy 16b łączą przeciwne gwinty wewnętrznie gwintowanego pierścieniowego kształtu część 40 (widoczna na Fig.2 i 4) korpusu centralnego 18. Podczas gdy pociski strumieniowe i sposoby napędu strumieniowego zostały opisane w odniesieniu do różnych przykładów wykonania, znawcy zrozumieją, że można wprowadzić różne zmiany i ich elementy można zastąpić bez odchodzenia od istoty konstrukcji pocisku ramjet. Ponadto można wprowadzić wiele modyfikacji w celu dostosowania pojęć i ograniczeń do praktyki ujawnionej w niniejszym dokumencie do konkretnej sytuacji.

Dla porównania polski dorobek w zakresie silników strumieniowych udokumentowany jest między innymi przez patenty Pl209179 Silnik przepływowy naddźwiękowy, oraz PL209180B1 Układ napędowy rakietowo –strumieniowy, Politechnika Wrocławska , Czesław Koziarski, Data patentów 29.07.2011.

Pierwszy patent przedstawia konstrukcje naddźwiękowego silnika  przepływowego, który  ma żądło ustawione na wlocie powietrza 2 do komory sprężania, skąd powietrze doprowadzane jest przez stabilizator płomienia do komory spalania 3, do której dostarczane jest paliwo, a spaliny wyprowadzone są dyszą wylotową 4. Wlot powietrza 2, komora spalania 3 i dysza wylotowa 4 są umieszczone w tulei osłonowej 6, która połączona jest z nimi żebrami 5, przy czym żebra 5 z tuleją osłonową 6 tworzą przestrzenny płaszcz osłonowy umożliwiający stosowanie większej temperatury spalania. Wyposażony jest też w tuleję opasującą 7 o wypukłym kształcie, która wraz zaostrzoną krawędzią natarcia 8 tulei osłonowej 6 stanowi chwyt powietrza opływającego silnik strumieniowy.  Działanie silnika według wynalazku jest następujące. Żądło silnika i wywołuje stożkową falę uderzeniową, co powoduje znaczne sprężanie powietrza przed wlotem 2 do silnika strumieniowego oraz tulei go osłaniającej 6, którego dalsze sprężanie następuje w dyszach wlotowych. Część jego trafia do osłony silnika strumieniowego i opływając go, kanałem między nim a osłoną, zwiększa swoją temperaturę a przez to i objętość, w czym pomagają żebra 5. Powoduje to wzrost prędkości tego powietrza a przez to dodatkową siłę ciągu. Tuleja opasująca 7, wywołująca drugą falę uderzeniową przewęża przekrój kanału opływającego silnik strumieniowy powietrza, co zapobiega pulsacji strumienia powietrza. Wylatujące z silnika spaliny zwiększają ciśnienie gazów w tulei osłonowej 6, co zwiększa sprawność przemiany termodynamicznej. W końcowej swojej części spełnia ona rolę mieszacza zwiększającego siłę ciągu, która może też spełniać rolę dopalacza zwiększającego znaczniej tą siłę. Silnik według wynalazku przez to, że tworzy wraz z osłoną konstrukcję przestrzenną, chłodzoną dodatkowo poprzez nią i żebra 5, pozwala na stosowanie w nim większej temperatury spalania, co polepsza jego sprawność. Poza tym wykorzystując ciepło chłodzenia silnika strumieniowego uzyskuje się dodatkową siłę ciągu.

Drugi patent odnosi się do układu napędowego, rakietowo-strumieniowego, który  przeznaczony jest do zastosowania w maszynach latających w szerokim zakresie prędkości. Układ napędowy rakietowo-strumieniowy składa się z silnika rakietowego i połączonego za pomocą przewodu paliwowego 2 z pierwszym silnikiem strumieniowym 3, który z kolei połączony jest za pomocą przewodu paliwowego 4 z drugim silnikiem strumieniowym 5. Przewód 2 obejmowany jest przez umieszczoną na wsporniku 6 kryzę 8, zaś przewód 4 obejmowany jest przez umieszczoną na następnym wsporniku 7 kryzę 9. Oba wsporniki są osadzone przesuwnie w korpusach silników 3 i 5, i dzięki temu zmieniają swoją długość. Pierwszy silnik strumieniowy 3 wyposażony jest we wlot powietrza 10 o wewnętrznym jego sprężaniu opasany tuleją osłaniającą 11. Tuleja 12 za pomocą umieszczonych na obwodzie pierwszego silnika strumieniowego 3, żeber 13 mocowana jest do niego, tworząc przestrzenny płaszcz osłony, co umożliwia stosowanie w takich silnikach większej temperatury spalania. Zwiększa to sprawność ich działania. Podobnie drugi silnik strumieniowy 5 osłonięty jest tuleją 14, która mocowana jest do niego za pomocą żeber 15. Ponadto pierwszy silnik strumieniowy 3 wyposażony jest w tuleję opasującą 13 o kształcie wypukłym. Działanie napędowego układu odrzutowego według wynalazku jest następujące. Silnik rakietowy 1 wytwarza strumień spalin o dużej prędkość i niskim ciśnienie statycznym, co wywołuje zasysanie przez niego powietrza przed wlotem powietrza 10 pierwszego silnika strumieniowego 3. Duża prędkość tak powstałej mieszaniny gazów powoduje znaczne jej sprężanie w pierwszym silniku strumieniowym 3, którego spaliny zasilają w podobny sposób drugi silnik strumieniowy 5 poprzez wlot powietrza Przy czym mieszanka spalin z powietrzem wytwarzana przez silnik rakietowy 1, jak i silnik strumieniowy 3 ślizga się po stożku fali uderzeniowej i trafia do osłon silników strumieniowych 3 i 5 i opływając go, kanałem między nim a osłoną, zwiększa swoją temperaturę a przez to i objętość. W czym pomagają żebra 12 i 15 jak i osłony 12 i 14. Powoduje to wzrost jej prędkości a przez to dodatkową siłę ciągu. Wylatujące z silników 3 i 5 spaliny zwiększają ciśnienie gazów w tulejach osłonowych 11 i 14, co zwiększa sprawność przemiany termodynamicznej. Regulację siły ciągu można realizować przy małych prędkościach przez zmniejszanie zasilania paliwem silników strumieniowych 3 i 5, zaczynając od ostatniego, a przy dużych też i silnika rakietowego 1. Kryzy 8 i 9 obejmujące wsporniki 6 i 7 działają podobnie jak i silnik rakietowy 1, jako żądła przy prędkościach ponaddźwiękowych opływających ich gazów. Korzystnym jest stosowanie, szczególnie w pierwszym silniku strumieniowym 3, wlotu powietrza 10 o wewnętrznym sprężaniu, tak jak to jest stosowane w strumienicach. Podobnie działa też tuleja opasująca 11 zwłaszcza, gdy ma kształt wypukły. Tuleje 11 i 14 w końcowych swoich częściach spełniają rolę mieszaczy zwiększających siłę ciągu. Mogą też okresowo spełniać rolę dopalaczy. Napędowy układ odrzutowy według wynalazku przez to, że silnik rakietowy 1 inicjuje jedynie jego działanie pozwala oszczędzać utleniacz, a przez zwiększanie ciśnienia w silnikach strumieniowych 3 i 5 jak i w ich osłonach 11 i 14 paliwo. Poza tym wykorzystując ciepło chłodzenia silników strumieniowych 3 i 5 uzyskuje się dodatkową siłę ciągu.

Wnioski

Ponieważ  pamiętam Układ Warszawski, który był przeciwwagą dla NATO, więc osobiście uważam, że technika radzieckiego uzbrojenia  była stosunkowo  prosta ale dość skuteczna, szczególnie w  przypadku zastosowania dużej  ilości danego typu uzbrojenia. W tym konkretnym przypadku przewiduje likwidacje przewagi Rosji nad państwami NATO w krótkim czasie, tym bardziej, że technika broni hipersonicznej jest rozwijana od wielu lat na Zachodzie a występujące opóźnienie można  potraktować  jako  skutek zdecydowanej przewagi technologicznej w szerokim wachlarzu dziedzin uzbrojenia, który uśpił decydentów NATO. W ramach uwag do przedstawionego  analizy patentowej , można stwierdzić, że do adaptacji produkcji własnych pocisków hipersonicznych wymagane jest opracowanie specjalnych rakietowych materiałów napędowych, które inicjowane są bez utleniacza a ostateczny  proces spalania odbywa się z udziałem wtłaczanego powietrza, podczas etapu  lotu pocisku po klasycznym wystrzeleniu z  działa. Przykładem realizacji pocisków hipersonicznych może być rozwiązanie przedstawione  w patencie US9823053, które znalazło praktyczne zastosowanie jako 30-mm amunicja M789 działka śmigłowca szturmowego Apache, która osiąga prędkość 1,85 Macha po opuszczeniu lufy działka. Omawiana konstrukcja pocisku  może być zastosowana również  w przypadku amunicji o większym kalibrze pod warunkiem, że jest minimalna prędkość wylotowa z lufy przekroczy granicę 500m/sek. Na zakończenie krótkiej analizy patentowej  wywołanej informacjami o nowej hipersonicznej  broni Avangard  na uzbrojeniu wojsk kosmicznych Rosji można poprawić sobie samopoczucie  po przeczytaniu artykułu „Hipersoniczne pustosłowie. Jak Rosja napompowała iluzję nowej potęgi”, który sprowadza wielbicieli wojskowej techniki militarnej Rosji  na ziemie. http://next.gazeta.pl/next/7,151243,25553605,hipersoniczne-pustoslowie-jak-rosja-napompowala-banke-swojej.html?fbclid=IwAR2VbmqIy2wpidKlswzwDQgkyChFyq3fsiItbWpajFlEuCvRvg1Bfm9CNgE

 Na zakończenie proponuje obejrzeć materiał filmowy Napęd rakietowy Ramjet – największy wynalazek od czasu wprowadzenia silnika odrzutowego

https://www.youtube.com/watch?v=ZxQkUqYzOpk

SPIS TREŚCI BLOGA 2016-2019 Spistresci1619