РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС ЗАЛПОВОГО ОГНЯ Российский патент 1999 года по МПК F41F3/04 

Предлагаемое изобретение относится к ракетным комплексам (реактивным системам) залпового огня с ракетами, снабженным преимущественно газодинамическими системами управления (стабилизации), предназначенным для вооружения сухопутных войск и может найти широкое применение в области ракетной техники.

Объект изобретения представляет собой дальнобойный ракетный комплекс залпового огня с повышенной кучностью стрельбы, предназначенный для ракетно-артиллерийских частей.

Для успешной борьбы со многими наземными целями в настоящее время широко применяются реактивные системы залпового огня. В состав каждой из систем входят пусковая установка с пакетом трубчатых направляющих, выполненных с внутренними винтовыми пазами, и размещенные в направляющих реактивные снаряды, каждый из которых снабжен аэродинамическим стабилизатором, центрирующими утолщениями и ведущим штифтом, взаимодействующими с внутренними поверхностями направляющей и винтовых пазов соответственно. При запуске реактивного снаряда за счет взаимодействия его ведущего штифта с внутренними поверхностями винтового паза направляющей осуществляется начальная закрутка снаряда, поддерживаемая на траектории полета косопоставленными лопастями аэродинамического стабилизатора. Проворот снаряда позволяет осреднить газодинамический эксцентриситет его двигателя и аэродинамический эксцентриситет снаряда в целом, обеспечивая повышение характеристик кучности стрельбы по сравнению с непроворачивающимися снарядами. Достоинствами реактивных систем залпового огня (РСЗО) являются возможность нанесения внезапного массированного удара по групповым целям и площадям, большая плотность огня, простота конструкции, обслуживания и боевого применения.

Однако постоянно возрастающие требования по надежности поражения целей выдвигают задачи по совершенствованию реактивных систем залпового огня в направлении повышения дальности и характеристик кучности стрельбы.

Поэтому при создании новых образцов данного вида вооружений одновременно с мероприятиями по увеличению дальности стрельбы - увеличению полного импульса тяги, создаваемого двигательной установкой, осуществлялись мероприятия по улучшению кучности стрельбы за счет установления оптимальных соотношений геометрических размеров отдельных узлов и деталей снаряда и пусковой установки (без существенных их конструктивных изменений).

Так, известна реактивная система залпового огня "Ураган", обеспечивающая высокую эффективность поражения целей на дальностях до 35 км (см. например, "За "Градом" ждите "Ураган", Истоки, 2 (15), 1992), принятая авторами за аналог. Она содержит боевую машину с пакетом трубчатых направляющих, выполненных с внутренними винтовыми пазами, и размещенные в направляющих неуправляемые реактивные снаряды, каждый из которых снабжен реактивным двигателем на высокоимпульсном баллиститном твердом ракетном топливе, аэродинамическим стабилизатором, центрирующими утолщениями и ведущим штифтом, взаимодействующими с внутренними поверхностями направляющей и винтовых пазов соответственно. Для повышения характеристик кучности стрельбы указанная система выполнена со снарядом, угол наклона лопастей аэродинамического стабилизатора которого к продольной оси снаряда выбран равным 0,3 - 0,5 калибра снаряда, отнесенного к его длине, а отношение угла наклона лопастей аэродинамического стабилизатора к продольной оси снаряда к углу подъема винтового паза направляющей составляет 10 - 25 отношения калибра снаряда к длине направляющей, при этом система "Ураган" имеет приемлемые характеристики кучности стрельбы и удовлетворительно решает задачу по поражению наземных целей на дальностях до 35 км.

В то же время при дальнейшем увеличении дальности стрельбы достигнутые для этой системы характеристики кучности стрельбы (величина отклонения точек падения снарядов залпа от центра их группирования) не обеспечивают достаточно эффективного поражения целей. Проведенные экспериментально-теоретические исследования по дальнейшей оптимизации соотношений геометрических параметров узлов снаряда и направляющей заметных результатов по улучшению характеристик кучности стрельбы системы не дали.

Таким образом, задачей данного технического решения являлась разработка реактивной системы залпового огня, обеспечивающей удовлетворительные характеристики стрельбы только на дальности до 35 км.

Общими признаками с предлагаемым авторами ракетным комплексом является наличие в составе системы-аналога пусковой установки с пакетом трубчатых направляющих, выполненных с внутренними винтовыми пазами и размещенных в направляющих реактивных снарядов (ракет), каждый из которых снабжен аэродинамическим стабилизатором с раскрывающимися после выхода из направляющей лопастями, центрирующими утолщениями и ведущим штифтом, взаимодействующими с внутренними поверхностями направляющей и винтовых пазов соответственно.

В то же время для повышения эффективности стрельбы ракетами широко применяются различные системы управления (стабилизации траектории), обеспечивающие приемлемые характеристики точности и кучности стрельбы в широком диапазоне дальностей полета.

Поэтому наиболее близким по технической сущности и достигаемому техническому результату к заявленному изобретению является реактивный комплекс залпового огня по патенту РФ 2071023, кл. F 41 F 3\00, опубликован 27.12.96, принятому авторами за прототип. Он содержит пусковую установку с пакетом трубчатых направляющих, выполненных с внутренними винтовыми пазами, и размещенные в направляющих ракеты, каждая из которых снабжена газодинамической системой угловой стабилизации, раскрывающимся после выхода из направляющей аэродинамическим стабилизатором, центрирующими утолщениями и ведущими штифтами, взаимодействующими с внутренними поверхностями направляющей и винтовых пазов соответственно.

Комплекс, принятый за прототип, функционирует следующим образом. При старте ракеты одновременно запускаются ее двигатель и газодинамическая система угловой стабилизации, направление ее полета задается положением направляющей. Перемещение ракеты в направляющей осуществляется на ее центрирующих утолщениях, наружные поверхности которых взаимодействуют с внутренней поверхностью направляющей. За счет взаимодействия ведущих штифтов ракеты с внутренними поверхностями винтовых пазов направляющей осуществляется закрутка ракеты вокруг ее продольной оси, необходимая для осреднения эксцентриситета реактивной силы двигателя и соответствующего уменьшения бокового отклонения ракеты. За время движения по направляющей ракета проворачивается на угол α, приобретая линейную скорость выхода V и частоту вращения ω. За счет истечения газа по нормали к продольной оси ракеты газодинамическая система угловой стабилизации создает корректирующее усилие, значение которого соответствует величине возмущающей силы, а направление действия - направлению, противоположному направлению действия возмущающей силы. Полученные таким образом газодинамические управляющие силы (аэродинамическое управление малоэффективно из-за малых скоростей полета реактивных снарядов на критическом участке - до набора снарядом сверхзвуковой скорости полета) в значительной степени парируют траекторные возмущения и радикально снижают техническое рассеивание на критическом участке, что существенно улучшает характеристики кучности стрельбы. Однако так как эффективность действия газодинамических управляющих сил до покидания ракетой направляющей значительно ниже, чем в автономном полете, в техническом рассеивании снарядов начинают доминировать возмущения стартового участка, возникающие при движении ракеты по направляющей, и вместе с траекторными возмущениями критического участка определяющие характеристики кучности стрельбы.

Исходя из этого недостатком известного комплекса становится следующее.

В момент выхода переднего центрирующего утолщения за дульный срез направляющей снаряд получает в плоскости продольного движения дополнительную степень свободы относительно направляющей, в результате чего возникает неуравновешенность сил и их моментов, действующих на снаряд при его движении в направляющей до момента схода, вследствие чего начинается процесс формирования углового отклонения продольной оси реактивного снаряда. Интенсивность этого процесса, определяющая величину технического рассеивания реактивного снаряда, тем больше, чем больше дисбаланс сил и соответствующих им моментов, действующих на реактивный снаряд при его сложном вращательно-поступательном движении в направляющей. К основным силам, под действием которых возникают угловые отклонения, следует отнести обусловленную силой тяги реактивного двигателя ракеты силу реакции ведущего штифта, вызывающую угловые движения пакета направляющей относительно его осей наведения одного знака, и силу трения газовой струи, истекающей из реактивного двигателя ракеты о внутреннюю поверхность направляющей, вызывающую угловые движения пакета направляющей относительно его осей наведения противоположного знака. В результате воздействия этих сил возникают случайные угловые движения пакета направляющих, передаваемые ракете. Из-за различия характеров нарастания указанных сил к моменту выхода переднего центрирующего утолщения ракеты за дульный срез направляющей сила трения газовой струи доминирует над силой реакции ведущего штифта. Описанные явления значительно снижают эффект применения газодинамической системы угловой стабилизации.

Таким образом, задачей данного технического решения-прототипа являлась разработка комплекса, обеспечивающего поражение целей на дальностях до 60 км с характеристиками кучности на уровне достигнутых на дальностях до 35 км.

Общими признаками с предлагаемыми авторами ракетным комплексом являются пусковая установка с пакетом трубчатых направляющих, выполненных с внутренними винтовыми пазами, и размещенные в направляющих ракеты (реактивные снаряды), каждая из которых снабжена центрирующими утолщениями и ведущими штифтами, взаимодействующими с внутренними поверхностями направляющей и винтовых пазов соответственно.

В отличие от прототипа в предлагаемом ракетном комплексе каждая направляющая снабжена фиксирующим устройством, в котором зафиксирован один из ведущих штифтов ракеты, причем ведущие штифты ракеты размещены в поперечной плоскости, удаленной от заднего среза ракета на величину, составляющую от 0,15 до 0,25 удаления переднего центрирующего утолщения ракеты от дульного среза направляющей, задний срез ракеты вынесен за казенный срез направляющей на величину, составляющую от 0,8 до 1,2 калибра, а усилие фиксирующего устройства составляет от 0,1 до 0,15 величины силы тяги двигателя ракеты.

Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.

Указанные признаки, отличительные от прототипа и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой защиты, во всех случаях достаточны.

Задачей изобретения является создание ракетного комплекса, обеспечивающего за счет максимально возможного снижения возмущений на стартовом (до потери механического контакта с направляющей) участке, улучшение характеристик кучности стрельбы и, следовательно, эффективности поражения целей.

Новое взаимное расположение узлов заявляемого комплекса, а также соотношения размеров и других их параметров позволяют, в частности, за счет:
- снабжения каждой направляющей фиксирующим устройством, в котором зафиксирован один из ведущих штифтов ракеты, с усилием фиксирующего устройства, составляющим от 0,1 до 0,15 величины силы тяги двигателя ракеты - поднять начальный и соответствующий моменту выхода переднего центрирующего ракеты за дульный срез направляющей уровни силы реакции ведущего штифта;
- размещения ведущих штифтов ракеты в поперечной плоскости, удаленной от заднего среза ракеты на величины, составляющую от 0,15 до 0,25 удаления переднего центрирующего утолщения ракеты от дульного среза направляющей - сблизить законы изменения силы реакции ведущего штифта и силы трения газовой струи;
- вынесения заднего среза ракеты за казенный срез направляющей на величину, составляющую от 0,8 до 1,2 калибра - затянуть процесс нарастания силы трения газовой струи.

Все это, вместе взятое, позволило реализовать практически балансировочную схему моментов относительно осей наведения пакета направляющих силы реакции ведущих штифтов и силы трения о внутреннюю поверхность направляющей газовой струи из двигателя, тем самым резко снизить скорость отклонения продольной оси ракеты в процессе ее движения по направляющей.

Сущность изобретения заключается в том, что в ракетном комплексе, содержащем пусковую установку с пакетом трубчатых направляющих, выполненных с внутренними винтовыми пазами, и размещенные в направляющих ракеты, каждая из которых снабжена центрирующими утолщениями и ведущими штифтами, взаимодействующими с внутренними поверхностями направляющей и винтовых пазов соответственно, в отличие от прототипа согласно изобретению каждая направляющая снабжена фиксирующим устройством, в котором зафиксирован один из ведущих штифтов ракеты, причем ведущие штифты ракеты размещены в поперечной плоскости, удаленной от заднего среза ракеты на величину, составляющую от 0,15 до 0,25 удаления переднего центрирующего утолщения ракеты от дульного среза направляющей, задний срез ракеты вынесен за казенный срез направляющей на величину, составляющую от 0,8 до 1,2 калибра, а усилие фиксирующего устройства составляет от 0,1 до 0,15 величины силы тяги двигателя ракеты.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг. 1 изображен общий вид ракетного комплекса; на фиг. 2 - графики изменения силы реакции ведущих штифтов (1) и силы трения газовой струи (2) в прототипе (тонкие линии) и в предлагаемом комплексе (линии основного контура); на фиг. 3 - графики зависимости кучности стрельбы от места расположения ведущих штифтов (Lшт/Lцу) и заднего среза ракеты (Lak/D), а также от усилия фиксирующего устройства.

Ракетный комплекс состоит из пусковой установки 1 с пакетом 2 трубчатых направляющих 3, выполненных с внутренними винтовыми пазами 4 и снабженных фиксирующими устройствами 5, а также размещенных в направляющих 3 ракет 6. Каждая ракета 6 содержит двигатель 7 и снабжена взаимодействующими с винтовыми пазами 4 ведущими штифтами 8, один из которых зафиксирован в фиксирующем устройстве 5, и передним центрирующим утолщением 9. Для реализации балансировочной схемы сил и моментов, действующих на направляющую 3 в процессе движения по ней ракеты 6 и резкого снижения, тем самым, скоростей отклонения продольных осей направляющей 3 и ракеты 6 в процессе движения последней по направляющей 3, ведущие штифты 8 ракеты 6 размещены в поперечной плоскости, удаленной от заднего среза "а" ракеты 6 на величину, составляющую от 0,15 до 0,25 удаления переднего центрирующего утолщения 9 ракеты 6 от дульного среза "d" направляющей 3, задний срез "а" ракеты 6 вынесен за казенный срез "к" направляющей 3 на величину, составляющую от 0,8 до 1,2 калибра, а усилие фиксирующего устройства 5 составляет от 0,1 до 0,15 номинальной величины силы тяги двигателя 7.

Описанный ракетный комплекс работает следующим образом.

При запуске ракеты 6 направление ее полета задается положением направляющей 3, при этом до достижения силой тяги двигателя 7 величины 0,1-0,15 номинального значения один из ведущих штифтов 8, зафиксированный фиксирующим устройством 5, препятствует началу движения ракеты 6 по направляющей 3. При превышении силой тяги двигателя 7 усилия фиксирующего устройства 5 ракета 6 начинает свое движение по направляющей 3, в процессе которого ракете 6 сообщается вращательное движение посредством взаимодействия ведущих штифтов 8 с винтовыми пазами 4 направляющей 3.

Как показали проведенные экспериментально-теоретические исследования, при усилии фиксирующего устройства 5, меньшем 0,1 номинального значения силы тяги двигателя 7, сила реакции ведущих штифтов 8 к моменту выхода переднего центрирующего утолщения 9 за дульный срез направляющей 3 не достигает соответствующей этому моменту силы трения о внутреннюю поверхность направляющей 3 газовой струи из двигателя 7 и балансировочная схема сил и моментов не может быть реализована. При усилии фиксирующего устройства 5, большем 0,15 номинального значения силы тяги двигателя 7, сила реакции ведущих штифтов 8 к моменту выхода переднего центрирующего утолщения 9 за дульный срез направляющей 3 превышает соответствующую этому моменту силу трения газовой струи, и балансировочная схема сил и моментов также не реализуется. Кроме того, срыв ведущего штифта 8 с фиксирующего устройства 5 вызывает переходные колебательные процессы, в свою очередь отрицательно влияющие на кучность стрельбы.

При относительно малых значениях угла подъема винтовых пазов 4 (до 10^o), характерных для ракетных комплексов залпового огня, сближение характера закона нарастания силы реакции ведущих штифтов 8 с характером закона нарастания силы трения газовой струи двигателя 7 по внутренней поверхности направляющей 3, проведенными исследованиями подтверждено для расположения ведущих штифтов 8 на удалении от заднего среза ракеты 6, соответствующем 0,15 - 0,25 удаления переднего центрирующего утолщения 9 от дульного среза "d" направляющей 3.

При недостаточном (менее 0,8 калибра) выносе заднего среза "а" ракеты 6 эффекта удлинения начала процесса роста силы трения газовой струи не зафиксировано, вследствие чего уравновешивания сил реакции ведущих штифтов 8 и трения газовой струи к моменту выхода за дульный срез "d" направляющей 3 переднего центрирующего утолщения 9 не происходит. При расстоянии от заднего среза "а" ракеты 6 до казенного среза "к" направляющей 3, превышающем 1,2 калибра ракеты 6, начинают отмечаться случаи заклинивания из-за эксцентриситета тяги двигателя 7, ракеты 6 в направляющей 3, вызывающие резкое возрастание угловых отклонений пакета 2 направляющих 3 и соответствующее им падение характеристик кучности.

Выполнение ракетного комплекса в соответствии с изобретением позволило:
- поднять начальный и соответствующий моменту выхода переднего центрирующего ракеты за дульный срез направляющей уровни силы реакции ведущих штифтов (фиг.2, график 1);
- сблизить характеры законов изменения силы реакции ведущих штифтов и силы трения газовой струи (фиг.2, графики 1 и 2);
- затянуть процесс нарастания силы трения газовой струи (фиг.2, график 2).

Все это вместе взятое позволило реализовать практически балансировочную схему моментов силы реакции ведущих штифтов и силы трения газовой струи относительно осей наведения пакета направляющих, тем самым резко снизить скорость отклонения продольной оси ракеты в процессе ее движения по направляющей.

Все вместе взятое позволило даже при стрельбе на увеличенные дальности улучшить по сравнению с прототипом характеристики кучности стрельбы на 10 - 15% (фиг.3).

Указанный положительный эффект подтвержден летно-конструкторскими испытаниями опытных образцов комплекса, выполненного в соответствии с изобретением.

Изобретение относится к ракетному вооружению сухопутных войск. Ракетный комплекс залпового огня содержит пусковую установку с пакетом трубчатых направляющих с внутренними винтовыми пазами, в которых размещены ракеты с центрирующими утолщениями и ведущими штифтами. Каждая направляющая снабжена фиксирующим устройством, в котором зафиксирован один из ведущих штифтов ракеты. Ведущие штифты размещены в поперечной плоскости, удаленной от заднего среза ракеты на величину, составляющую от 0,15 до 0,25 удаления переднего центрирующего утолщения ракеты от дульного среза направляющей. Задний срез ракеты вынесен за казенный срез направляющей на величину, составляющую от 0,8 до 1,2 калибра, а усилие фиксирующего устройства составляет от 0,1 до 0,15 номинальной величины силы тяги двигателя ракеты. Изобретение позволяет снизить возмущения на стартовом участке и повысить кучность стрельбы. 3 ил.

Ракетный комплекс залпового огня, содержащий пусковую установку с пакетом трубчатых направляющих, выполненных с внутренними винтовыми пазами, и размещенные в направляющих ракеты, каждая из которых снабжена центрирующими утолщениями и ведущими штифтами, взаимодействующими с внутренними поверхностями направляющей и винтовых пазов соответственно, отличающийся тем, что каждая направляющая снабжена фиксирующим устройством, в котором зафиксирован один из ведущих штифтов ракеты, причем ведущие штифты размещены в поперечной плоскости, удаленной от заднего среза ракеты на величину, составляющую от 0,15 до 0,25 удаления переднего центрирующего утолщения ракеты от дульного среза направляющей, задний срез ракеты вынесен за казенный срез направляющей на величину, составляющую от 0,8 до 1,2 калибра, а усилие фиксирующего устройства составляет от 0,1 до 0,15 номинальной величины силы тяги двигателя ракеты.