РЕАКТИВНЫЙ СНАРЯД Российский патент 2005 года по МПК F42B10/00 

Изобретение относится к реактивным снарядам систем залпового огня, снабженным, преимущественно, отделяемыми боевыми частями.

Объект изобретения представляет собой реактивный снаряд системы залпового огня с повышенной кучностью стрельбы, предназначенный для вооружения ракетно-артиллерийских частей сухопутных войск, и может найти широкое применение в области ракетной техники.

Известны ракетные снаряды М8 и М13, обеспечивающие поражение площадных целей (см., например, В.Д.Куров, Ю.М.Должанский, Основы проектирования пороховых ракетных снарядов, ОБОРОНГИЗ, М, 1961, стр.11, фиг.1.7), принятые авторами за аналоги. Они содержат ракетный двигатель на баллиститном твердом топливе, аэродинамический стабилизатор, выполненный в виде установленных на обтекателе аэродинамических поверхностей (лопастей), и моноблочную головную часть. Достоинством этих снарядов является возможность нанесения внезапного массированного удара по групповым площадным целям при простоте конструкции, обслуживания и боевого применения.

В то же время, достигнутые для этих снарядов характеристики кучности стрельбы (величина отклонения точек падения снарядов залпа от центра их группирования) не обеспечивают достаточно эффективного поражения целей.

Таким образом, задачей данного технического решения являлась разработка реактивных снарядов, обеспечивающих поражение площадных целей.

Общими признаками с предлагаемым авторами реактивным снарядом является наличие в составе реактивных снарядов - аналогов аэродинамического стабилизатора, выполненного в виде установленных на обтекателе лопастей, ракетного двигателя на твердом топливе и боевой части.

В настоящее время для повышения эффективности стрельбы широкое применение нашли реактивные снаряды с отделяющимися боевыми частями, обеспечивающие процесс формирования боевых порядков поражающих элементов, начиная от момента отхода боевой части от маршевого двигателя.

Поэтому наиболее близкой по технической сути и достигаемому техническому результату к заявляемому изобретению является ракета по патенту Российской федерации №2125704 (опубл. от 27.01.99), принятая авторами за прототип. Она содержит боевую часть, механизм ее отделения (вскрытия) от ракетной части с исполнительным органом и установленные в блоке системы управления датчик ускорений, счетный механизм времени вскрытия боевой части с сумматором, выполненный с возможностью установки перед стартом заданного времени отделения боевой части, и блок вычисления поправки времени отделения боевой части, связанные между собой электрически.

Ракета, принятая за прототип, функционирует следующим образом. Перед стартом ракеты в составную часть ее системы управления - счетный механизм времени отделения (вскрытия) боевой части, устанавливают время отделения боевой части от ракетной части. После начала движения ракеты под действием реактивной силы, создаваемой ракетной частью, по факту страгивания ракеты задействуются счетный механизм времени отделения боевой части, который начинает отсчет времени, и датчик ускорений, измеряющий проекцию линейного ускорения центра масс ракеты на ее продольную ось. Ракета движется по траектории полета, стабилизируемая аэродинамическим стабилизатором. Измеренная датчиком ускорений величина продольного ускорения интегрируется, и полученная величина скорости сравнивается с рассчитанной перед стартом. По полученной разности заданной и фактической скоростей в момент окончания работы ракетной части вычисляется поправка времени отделения (вскрытия) боевой части, в сумматоре суммирующаяся с временем, введенным в счетный механизм отделения (вскрытия) боевой части перед стартом ракеты. По истечении суммарного времени счетный механизм времени отделения (вскрытия) боевой части выдает команду в механизм отделения боевой части от ракетной части (вскрытия кассетной боевой части), который через исполнительный орган запускает процесс формирования боевых порядков, обеспечивающий рациональное распределение поражающих элементов на местности, тем самым повышая характеристики эффективности стрельбы.

Однако характеристики кучности стрельбы такими реактивными снарядами не могут быть повышены сверх некоторого предела из-за флюктуации действующих на боевую часть во время ее отделения (вскрытия) сил и моментов.

Таким образом, задачей технического решения-прототипа являлась разработка реактивного снаряда с улучшенными характеристиками кучности стрельбы, обеспечивающими удовлетворительные характеристики эффективности стрельбы систем залпового огня.

Общими признаками с предлагаемым авторами реактивным снарядом являются наличие в ракете-прототипе блока системы управления, боевой части с механизмом разделения, и ракетной части с аэродинамическим стабилизатором.

В отличие от прототипа предлагаемый авторами реактивный снаряд снабжен аэродинамическим дестабилизатором боевой части, выполненным в виде расположенного на блоке системы управления раскрытого к носовой оконечности снаряда уступа высотой 0,04-0,16 калибра и площадью проекции поперечного сечения на плоскость, перпендикулярную продольной оси снаряда, не превышающей 0,002 суммарной площади лопастей аэродинамического стабилизатора, при этом аэродинамический дестабилизатор боевой части удален от центра масс снаряда на расстояние не более 1,75 расстояния от центра масс снаряда до аэродинамического стабилизатора.

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 предлагаемого изобретения является улучшение характеристик кучности стрельбы реактивными снарядами и соответствующее повышение эффективности поражения целей.

Новая совокупность конструктивных элементов, выражающаяся в наличии узлов, новых в сравнении с прототипом, взаимное расположение узлов, наличие и тип связей между узлами, а также соотношения размеров, позволяют, в частности, за счет:

- снабжения снаряда аэродинамическим дестабилизатором боевой части в виде раскрытого к носовой оконечности снаряда уступа - во время движения снаряда по траектории полета, за счет взаимодействия набегающего потока с поверхностью уступа, приложить к снаряду силу, создающую постоянно действующий управляющий момент;

- размещения аэродинамическим дестабилизатора на блоке системы управления - получить максимально возможный управляющий момент при минимальных размерах дестабилизатора;

- выполнения аэродинамического дестабилизатора в виде уступа высотой 0,04-0,16 калибра - вывести аэродинамический дестабилизатор боевой части из пограничного слоя, развивающегося у поверхности снаряда, и осредняющего незначительные изменения формы этой поверхности; при выполнении уступа высотой, меньшей 0,04 калибра, аэродинамический дестабилизатор остается внутри пограничного слоя, не оказывает влияния на характер обтекания снаряда и, следовательно, не создает управляющего момента; при выполнении уступа высотой, превышающей 0,16 калибра, создаваемая набегающим потоком сила, действующая на аэродинамический дестабилизатор, резко увеличивается, и требует значительного увеличения прочностных параметров конструкции;

- выполнения уступа аэродинамического дестабилизатора с площадью проекции поперечного сечения на плоскость, перпендикулярную продольной оси снаряда, не превышающей 0,002 суммарной площади лопастей аэродинамического стабилизатора, и удаления аэродинамического дестабилизатора боевой части от центра масс снаряда на расстояние, составляющее не более 1,75 расстояния от центра масс снаряда до аэродинамического стабилизатора - практически исключить влияние постоянно действующего управляющего момента, создаваемого аэродинамическим дестабилизатором боевой части на аэродинамические параметры реактивного снаряда в целом до отделения боевой части блоком системы управления.

Сущность изобретения заключается в том, что реактивный снаряд системы залпового огня, содержащий блок системы управления, боевую часть с механизмом разделения и ракетную часть с аэродинамическим стабилизатором, в отличие от прототипа согласно изобретению снабжен аэродинамическим дестабилизатором боевой части, выполненным в виде расположенного на блоке системы управления раскрытого к носовой оконечности снаряда уступа высотой 0,04-0,16 калибра и площадью проекции поперечного сечения на плоскость, перпендикулярную продольной оси снаряда, не превышающей 0,002 суммарной площади лопастей аэродинамического стабилизатора, при этом аэродинамический дестабилизатор боевой части удален от центра масс снаряда на расстояние не более 1,75 расстояния от центра масс снаряда до аэродинамического стабилизатора.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг.1 изображен общий вид реактивного снаряда, на фиг.2 приведена зависимость величины силы, возникающей при взаимодействии набегающего потока с поверхностью уступа, от его относительной высоты (h/D), на фиг.3 - зависимость отношения управляющего момента Мдс, создаваемого аэродинамическим дестабилизатором боевой части к стабилизирующему моменту Мст, создаваемому аэродинамическим стабилизатором от отношения площади проекции поперечного сечения уступа Sдс на плоскость, перпендикулярную продольной оси снаряда, к суммарной площади Sст лопастей аэродинамического стабилизатора, и относительного удаления аэродинамического дестабилизатора боевой части от центра масс снаряда (Хдс/Хст).

Реактивный снаряд состоит из блока системы управления 1, боевой части 2 с механизмом разделения 3 и ракетной части 4 с аэродинамическим стабилизатором 5, выполненным в виде установленных на обтекателе 6 лопастей 7. Реактивный снаряд снабжен аэродинамическим дестабилизатором 8 боевой части 2, выполненным в виде расположенного на блоке системы управления 1 раскрытого к носовой оконечности 9 снаряда уступа 10 высотой h, равной 0,04-0,16 калибра D реактивного снаряда. Площадь проекции поперечного сечения уступа 10 на плоскость, перпендикулярную продольной оси снаряда, не превышает 0,002 суммарной площади лопастей 7 аэродинамического стабилизатора 5, при этом аэродинамический дестабилизатор 8 боевой части 2 удален от центра масс снаряда на расстояние, составляющее не более 1,75 расстояния от центра масс снаряда до аэродинамического стабилизатора 5.

Описанный реактивный снаряд работает следующим образом.

Перед стартом реактивного снаряда в блок системы управления 1 устанавливают время разделения боевой части 2, определенное для траектории полета снаряда на заданную дальность. После запуска ракетной части 4 снаряд под действием создаваемой ею силы тяги совершает полет по траектории полета. Набегающий поток, взаимодействуя с лопастями 7 аэродинамического стабилизатора 5, создает стабилизирующий момент, который стабилизирует снаряд. Одновременно из-за взаимодействия набегающего потока с поверхностью уступа 10, выступающей из развивающегося у поверхности снаряда пограничного слоя, на аэродинамическом дестабилизаторе 8 боевой части 2 появляется сила, создающая действующий на снаряд управляющий момент. Однако вследствие выполнения уступа 10 с площадью проекции поперечного сечения на плоскость, перпендикулярную продольной оси снаряда, не превышающей 0,002 суммарной площади лопастей 7 аэродинамического стабилизатора 5, и удаления аэродинамического дестабилизатора 8 боевой части 2 от центра масс снаряда на расстояние, составляющее не более 1,75 расстояния от центра масс снаряда до аэродинамического стабилизатора 5, стабилизирующий момент, создаваемый аэродинамическим стабилизатором 5, оказывается значительно больше управляющего момента, создаваемого аэродинамическим дестабилизатором 8 боевой части 2, и влияние этого управляющего момента на аэродинамические параметры реактивного снаряда в целом и его полет практически исключается.

По достижении времени разделения блок системы управления 1 выдает команду в механизм разделения 3 боевой части 2, по которой боевая часть 2 с блоком системы управления 1 разделяется с ракетной частью 4. При этом стабилизирующий момент, создаваемый аэродинамическим стабилизатором 5, прекращает свое действие на отделившиеся от ракетной части 4 боевую часть 2 с блоком системы управления 1, доля управляющего момента, создаваемого аэродинамическим дестабилизатором 8, резко возрастает, и он становится доминирующим в сумме всех сил и моментов, действующих на боевую часть 2 со времени разделения. Величина этого управляющего момента, помимо параметров набегающего потока, в основном определяется лишь местом расположения аэродинамического дестабилизатора 8 и геометрическими параметрами уступа 10 и, следовательно, величиной, одинаковой для всех снарядов залпа.

Выполнение реактивного снаряда в соответствии с изобретением позволило за счет приложения к боевым частям одинакового для всех снарядов залпа управляющего момента доминирующим в сумме всех сил и моментов, действующих на боевую часть со времени разделения реактивного снаряда, обеспечить единообразие условий движения боевых частей для всех реактивных снарядов залпа, улучшить тем самым характеристики кучности стрельбы и, следовательно, эффективность поражения целей.

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

Изобретение относится к реактивным снарядам систем залпового огня, снабженным, преимущественно, отделяемыми боевыми частями. Сущность изобретения заключается в том, что реактивный снаряд снабжен аэродинамическим дестабилизатором боевой части, выполненным в виде расположенного на блоке системы управления раскрытого к носовой оконечности снаряда уступа высотой 0,04-0,16 калибра и площадью проекции поперечного сечения на плоскость, перпендикулярную продольной оси снаряда, не превышающей 0,002 суммарной площади лопастей аэродинамического стабилизатора. При этом аэродинамический дестабилизатор боевой части удален от центра масс снаряда на расстояние не более 1,75 расстояния от центра масс снаряда до аэродинамического стабилизатора. Технический результат изобретения состоит в повышении боевых характеристик снаряда. 3 ил.

Реактивный снаряд, содержащий блок системы управления, боевую часть с механизмом разделения и ракетную часть с аэродинамическим стабилизатором, отличающийся тем, что он снабжен аэродинамическим дестабилизатором боевой части, выполненным в виде расположенного на блоке системы управления раскрытого к носовой оконечности снаряда уступа высотой 0,04-0,16 калибра и площадью проекции поперечного сечения на плоскость, перпендикулярную продольной оси снаряда, не превышающей 0,002 суммарной площади лопастей аэродинамического стабилизатора, при этом аэродинамический дестабилизатор боевой части удален от центра масс снаряда на расстояние не более 1,75 расстояния от центра масс снаряда до аэродинамического стабилизатора.