ХВОСТОВОЕ ОПЕРЕНИЕ ВРАЩАЮЩЕЙСЯ РАКЕТЫ Российский патент 2002 года по МПК F42B10/06 

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетам, вращение которых на траектории обеспечивается хвостовым оперением, и может быть использовано при создании или модернизации ракет реактивной артиллерии, в том числе реактивных систем залпового огня.

В существующих ракетах реактивной артиллерии для их стабилизации при движении на траектории применяется стабилизирующее устройство, размещенное в хвостовой части ракеты. Устройство представляет собой стабилизирующие пластины, закрепленные на обечайке, которая монтируется на сопловом блоке ракеты. Подобную конструкцию стабилизирующего устройства имеют, например, ракеты М-8, М-13 (см. книгу В.Д. Куров, Ю.М. Должанский. Основы проектирования пороховых ракетных снарядов, М.: Оборонгиз. 1961 г., с.11, фиг.1.6, 1.7), в которых стабилизирующие пластины закреплены на обечайке.

Таким образом, задачей данного технического решения являлось обеспечение стабилизированного движения ракеты на траектории за счет ее оснащения хвостовым стабилизирующим устройством.

Общими признаками с предлагаемым авторами хвостовым оперением ракеты является наличие обечайки с закрепленными на ней стабилизирующими поверхностями.

Такая конструкция хвостового оперения позволяет стабилизировать ракету на траектории, но не обеспечивает требуемые точностные характеристики стрельбы, из-за наличия возмущающих факторов вызванных силами, действующими на ракету в полете.

Наиболее близким по технической сути и достигаемому техническому результату является хвостовое оперение вращающейся ракеты, содержащее тонкостенную обечайку с закрепленными на ней посредством осей стабилизирующими поверхностями (см. книгу Реактивные снаряды системы залпового огня 9К57. Техническое описание и инструкция по эксплуатации. Часть 2. М.: Воениздат, 1988 г., с. 6-7, рис.2), принятое авторами за прототип.

К причинам, препятствующим достижения указанного ниже технического результата при использовании известного хвостового оперения, принятого за прототип, относится то, что оно не обеспечивает надежного фунционирования и оптимального коэффициента качества конструкции при угловой скорости вращения ракеты на траектории более 15 об/с.

Как известно, в полете на стабилизирующие поверхности вращающейся ракеты действуют аэродинамические нагрузки, в частности подъемная сила, имеющая знакопеременное направление, частота изменения которой равна частоте вращения ракеты и составляет примерно 5-15 Гц, а у некоторых типов ракет и выше. Надежность функционирования таких стабилизирующих устройств при воздействии высокочастотной знакопеременной нагрузки определяется запасом усталостной прочности конструкции.

Детали и узлы стабилизирующего устройства вращающейся ракеты, работающие в указанных выше условиях, обладают высокой склонностью к усталостной потере прочности, т. к. имеют большое количество концентраторов напряжений, в том числе: монтажные отверстия, сварные швы, окна и пазы для размещения элементов конструкции, что значительно снижает надежность функционирования ракеты и вызывает необходимость увеличения исполнительных размеров деталей и узлов, а это требует увеличения их массы и ухудшения коэффициента качества ракеты.

Другим недостатком известного стабилизирующего устройства является возникновение в полете нерасчетной величины пропеллерности стабилизирующих поверхностей, вызванное погрешностями изготовления и деформациями от действия аэродинамической нагрузки деталей и узлов устройства, посредством которых закреплены стабилизирующие поверхности на ракете.

Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) являлось создание хвостового оперения вращающейся ракеты для относительно невысоких продольных скоростей ее полета и угловых скоростей вращения ракеты - не более 15 об/с.

Общими признаками с предлагаемым авторами хвостовым оперением вращающейся ракеты являются тонкостенная обечайка с закрепленными на ней посредством осей стабилизирующими поверхностями.

В отличие от прототипа, в предлагаемом авторами хвостовом оперении вращающейся ракеты, на обечайке выполнены наружные кольцевые утолщения с отверстиями, в которых размещены стойки, а в них, под обечайкой, вдоль корневых кромок стабилизирующих поверхностей, размещены оси стабилизирующих поверхностей, выполненные в виде стержневых тяг, с наклоном к продольной оси ракеты в направлении ее вращения, при этом стержневые тяги снабжены натяжным устройством, а их число кратно числу стабилизирующих поверхностей.

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 охраны, во всех случаях достаточны.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности функционирования и обеспечения оптимального качества конструкции при угловой скорости вращения ракеты на траектории более 15 об/с.

Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между деталями заявляемого хвостового оперения вращающейся ракеты позволяют, в частности, за счет выполнения:
- на обечайке наружных кольцевых утолщений с отверстиями, в которых размещены стойки стабилизирующих поверхностей - исключить взаимное перемещение этих поверхностей и возникновение аэродинамической асимметрии хвостового оперения под действием знакопеременных аэродинамических нагрузок;
- стержневых тяг, закрепленных вдоль корневых кромок стабилизирующих поверхностей с наклоном к продольной оси ракеты в направлении ее вращения - исключить асимметрию силового нагружения обтекателя в плоскости крепления стабилизирующей поверхности и тем самым снизить пропеллерность стабилизирующих поверхностей в полете и уменьшить нестабильность скорости вращения ракеты;
- стержневых тяг, снабженных натяжным устройством, и установление количества тяг кратным числу стабилизирующих поверхностей - обеспечить равномерные сжимающие напряжения в конструкции обечайки, а также исключить низкочастотные колебания стабилизирующих поверхностей, повысить усталостную прочность конструкции при действии знакопеременных аэродинамических нагрузок.

Сравнение известных стабилизирующих оперений ракеты с предлагаемым показало, что существенные признаки, отличающие его от прототипа (введение в него обечайки с наружными кольцевыми утолщениями с отверстиями, стержневых тяг с натяжным устройством, взаимосвязь их с обечайкой и расположение вдоль корневых кромок стабилизирующих поверхностей с наклоном к продольной оси ракеты в направлении ее вращения, выполнение числа тяг кратным числу стабилизирующих поверхностей), неизвестны; таким образом, предлагаемое стабилизирующее оперение обладает новой, неизвестной совокупностью признаков.

Сущность изобретения заключается в том, что хвостовое оперение вращающейся ракеты, включающее тонкостенную обечайку с закрепленными на ней посредством осей стабилизирующими поверхностями со стойками, снабжено выполненными на обечайке наружными кольцевыми утолщениями с отверстиями, в которых размещены стойки, а в них, под обечайкой вдоль корневых кромок стабилизирующих поверхностей размещены оси стабилизирующих поверхностей, выполненные в виде стержневых тяг с наклоном к продольной оси ракеты в направлении ее вращения, при этом стержневые тяги снабжены натяжным устройством, а их число кратно числу стабилизирующих поверхностей.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 изображен общий вид хвостового оперения вращающейся ракеты, с частичным разрезом конструкции продольной плоскостью; на фиг.2 представлено сечение плоскостью А-А, дающее представление о размещении тяги относительно продольной оси ракеты.

Предлагаемое хвостовое оперение закреплено на корпусе ракеты 1 и содержит обечайку 2, в стойках 3 которой размещены стержневые тяги 4 и посредством которых закреплены на обечайке 2 стабилизирующие поверхности 5. На обечайке выполнены наружные утолщения 6, в которых расположены отверстия 7, предназначенные для размещения стоек 8 стабилизирующих поверхностей 5, имеющих корневую кромку 9, стержневые тяги 4 снабжены натяжным устройством 10 и упором 11.

Указанное устройство работает следующим образом.

При движении ракеты 1 на траектории ее стабилизированный полет обеспечивается стабилизирующими поверхностями 5, которые одновременно под действием набегающего потока воздуха создают ракете вращательное движение относительно продольной оси. При отклонении оси ракеты от направления вектора скорости возникает подъемная сила, действующая знакопеременно на поверхности 5, при этом указанная знакопеременная нагрузка от стабилизирующих поверхностей 5 через стойки 8 передается на обечайку 2 и другие элементы конструкции оперения.

Для обеспечения надежного функционирования хвостового оперения при угловых скоростях ракеты на траектории более 15 об/с в конструкции обечайки 2 при помощи упора 11 и натяжного устройства 10, расположенных на стержневых тягах, создают сжимающие напряжения материала обечайки, за счет чего снижается величина эффективного коэффициента концентрации напряжения.

Кратность тяг 4 числу стабилизирующих поверхностей 5 обеспечивает равномерность создания указанных напряжений. Кроме того, наличие на обечайке 2 наружных кольцевых утолщений 6, а также расположение тяг 4 вдоль корневых кромок 9 поверхностей 5 в направлении вращения ракеты повышает конструктивную жесткость конструкции оперения, исключает относительное нерасчетное взаимное перемещение стабилизирующих поверхностей 5, возникновение пропеллерности этих поверхностей.

Выполнение хвостового оперения вращающейся ракеты в соответствии с изобретением повышает надежность функционирования устройства на 20-25% за счет повышения усталостной прочности конструкции и значительного снижения величины деформаций в узлах и деталях хвостового оперения, а также обеспечивает оптимальное качество конструкции при угловой скорости вращения ракеты на траектории более 15 об/с.

Изобретение может быть использовано при разработке хвостовых оперений различных вращающихся ракет и боеприпасов, в том числе боеприпасов реактивных систем залпового огня.

Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями опытных образцов хвостовых оперений, выполненных в соответствии с изобретением.

В настоящее время разработана конструкторская документация, проведены летные испытания, намечено серийное производство.

Изобретение относится к ракетам, вращение которых на траектории обеспечивается хвостовым оперением, и может быть использовано при разработке реактивных систем залпового огня. Хвостовое оперение вращающейся ракеты содержит тонкостенную обечайку с закрепленными на ней посредством осей стабилизирующими поверхностями со стойками. На обечайке выполнены наружные кольцевые утолщения с отверстиями, в которых размещены стойки, а в них, под обечайкой вдоль корневых кромок стабилизирующих поверхностей, размещены оси стабилизирующих поверхностей, выполненных в виде стержневых тяг, с наклоном к продольной оси ракеты в направлении ее вращения. При этом стержневые тяги снабжены натяжным устройством, а их число кратно числу стабилизирующих поверхностей. Изобретение позволяет повысить надежность функционирования и обеспечить оптимальное качество конструкции при угловой скорости вращения ракеты на траектории более 15 об/с. 2 ил.

Хвостовое оперение вращающейся ракеты, содержащее тонкостенную обечайку с закрепленными на ней посредством осей стабилизирующими поверхностями со стойками, отличающееся тем, что на обечайке выполнены наружные кольцевые утолщения с отверстиями, в которых размещены стойки, а в них, под обечайкой вдоль корневых кромок стабилизирующих поверхностей, размещены оси стабилизирующих поверхностей, выполненные в виде стержневых тяг, с наклоном к продольной оси ракеты в направлении ее вращения, при этом стержневые тяги снабжены натяжным устройством, а их число кратно числу стабилизирующих поверхностей.