РАКЕТНАЯ ЧАСТЬ РЕАКТИВНОГО СНАРЯДА Российский патент 2005 года по МПК F42B15/00 

Изобретение относится к военной технике, а именно к ракетным частям реактивных снарядов, и может быть использовано при создании систем залпового огня.

Особенностью таких ракетных частей реактивных снарядов является то, что их нормальное функционирование и эффективность действия во многом зависят от выбора конструктивно-компоновочной схемы, позволяющей обеспечить повышенную дальность стрельбы и устойчивое движение на всей траектории полета.

Известны ракетные части реактивных снарядов М8 и М13 (см., например, Куров В.Д., Должанский Ю.М. Основы проектирования пороховых ракетных снарядов. - М.: Оборонгиз, 1961, с.11), содержащие корпус ракетной части, в котором размещены пороховой заряд, сопло и хвостовой аэродинамический стабилизатор.

Такая конструкция позволяет осуществить доставку реактивного снаряда к цели при относительной простоте конструкции, обслуживания и боевого применения.

Однако вследствие использования в этих снарядах низкоимпульсных баллиститных зарядов топлива и толстостенного корпуса ракетной части снаряды имеют невысокую скорость полета и дальность их стрельбы не превосходит 10 км, что значительно снижает круг решаемых ими задач.

Таким образом, задачей данного технического решения (аналога) являлось создание относительно простой конструкции ракетной части реактивного снаряда с дальностью стрельбы до 10 км.

Общими признаками между предлагаемой авторами конструкцией ракетной части реактивного снаряда и объектом-аналогом является наличие корпуса ракетной части, сопла и аэродинамического стабилизатора.

Наиболее близкой по технической сути и достигаемому техническому результату является ракетная часть реактивного снаряда М-21 ОФ (см. Боевая машина БМ-21. Техническое описание и инструкция по эксплуатации. - М.: Военное издательство МО СССР, 1977, с.74-75), принятая авторами за прототип, содержащая тонкостенный корпус из высокопрочной стали удлинением 13...16 калибров, сопло и аэродинамический стабилизатор.

Ракетная часть, принятая за прототип, функционирует следующим образом. При ее запуске в корпусе ракетной части создается повышенное давление продуктов сгорания топлива и за счет их истечения через сопло создается реактивная сила, разгоняющая реактивный снаряд, в который входит ракетная часть, до высоких скоростей (2,0...4,0)М, где М - число Маха, равное отношению скорости движения к скорости звука. Аэродинамический стабилизатор, взаимодействуя с воздушным потоком, создает аэродинамическую подъемную силу, которая передается на корпус ракетной части и обеспечивает устойчивый полет по траектории.

Такая конструкция ракетной части реактивного снаряда позволяет выдерживать высокое внутреннее давление при меньшей толщине стенки корпуса по сравнению с аналогами, за счет чего уменьшается ее масса на 15...18%, при этом жесткость конструкции обеспечивается за счет утолщения стенки в середине корпуса до наружного диаметра, равного калибру снаряда.

Особенностями снарядов повышенной дальности стрельбы с относительно тонкой стенкой корпуса ракетной части большого удлинения являются высокие сверхзвуковые скорости полета, вызывающие значительные изгибные деформации корпуса ракетной части в полете, приводящие к многократному увеличению местных углов атаки, особенно в хвостовой части в районе крепления аэродинамического стабилизатора, и, как следствие, к увеличению индуктивной составляющей лобового сопротивления и снижению дальности стрельбы.

Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) являлось повышение дальности стрельбы за счет повышения внутреннего давления в ракетной части при меньшей толщине стенки и массе корпуса.

Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией ракетной части реактивного снаряда является наличие в ракетной части (прототипе) тонкостенного корпуса из высокопрочной стали удлинением 13...16 калибров, сопла и аэродинамического стабилизатора.

В отличие от прототипа в предлагаемой авторами ракетной части корпус на основной части длины выполнен с толщиной стенки 0,014...0,016 калибра и наружным диаметром 0,98...0,99 калибра, а в хвостовой части на 0,04...0,09 длины корпуса выполнено утолщение стенки до 0,023...0,026 калибра, при этом аэродинамический стабилизатор и сопло выполнены в виде моноблока с массой 0,7...0,9 массы корпуса ракетной части, жестко соединенного с корпусом ракетной части в месте его утолщения.

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 создание ракетной части реактивного снаряда, обеспечивающей устойчивый полет по всей траектории и повышение дальности стрельбы за счет уменьшения массы конструкции, увеличения полезного объема полости под заряд топлива и устранения повышенных изгибных деформаций корпуса ракетной части путем рационального распределения масс и узлов изгибных деформаций.

Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известной ракетной части реактивного снаряда, содержащей тонкостенный корпус из высокопрочной стали удлинением 13...16 калибров, сопло и аэродинамический стабилизатор, особенность заключается в том, что в ней корпус на основной части длины выполнен с толщиной стенки 0,014...0,016 калибра и наружным диаметром 0,98...0,99 калибра, а в хвостовой части на 0,04...0,09 длины корпуса выполнено утолщение стенки до 0,023...0,026 калибра, при этом аэродинамический стабилизатор и сопло выполнены в виде моноблока с массой 0,7...0,9 массы корпуса ракетной части, жестко соединенного с корпусом ракетной части в месте его утолщения.

Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними позволяет, в частности, за счет выполнения:

- корпуса на основной части длины с толщиной стенки 0,014...0,016 калибра и наружным диаметром 0,98...0,99 калибра максимально увеличить полезный объем полости под заряд топлива и снизить массу конструкции без потери ее жесткости, что обеспечивает повышение дальности стрельбы. При уменьшении толщины стенки ниже 0,014 калибра снижается жесткость конструкции и резко возрастает амплитуда изгибных деформаций корпуса, что ведет к снижению дальности стрельбы. Увеличение толщины стенки сверх 0,016 калибра не оказывает существенного влияния на амплитуду изгибных деформаций корпуса, но приводит к существенному увеличению массы конструкции и снижению внутреннего объема корпуса, а следовательно, и развиваемой реактивной силы. Уменьшение наружного диаметра ниже 0,98 калибра также снижает внутренний объем корпуса, а следовательно, и дальность стрельбы. При наружном диаметре >0,99 калибра возникает проблема с заряжанием снаряда в трубчатую направляющую, из которой производится его запуск, что связано с наличием технологических погрешностей при изготовлении корпуса ракетной части (овальности, искривления оси);

- в хвостовой части корпуса ракетной части на 0,04...0,09 его длины утолщения стенки до 0,023...0,026 калибра и аэродинамического стабилизатора и сопла в виде моноблока с массой 0,7...0,9 массы корпуса ракетной части, жестко соединенного с корпусом ракетной части в месте его утолщения, повысить изгибную жесткость ракетной части и сместить узел изгибных деформаций в район хвостового торца корпуса ракетной части на его местное утолщение, что обеспечивает устойчивость полета за счет снижения изгибных деформаций корпуса и повышение дальности стрельбы. Увеличение длины утолщения выше 0,09 длины корпуса и толщины стенки на этой длине выше 0,036 калибра ведет к утяжелению конструкции и снижению дальности стрельбы. Уменьшение длины утолщения ниже 0,04 и толщины стенки на этом утолщении ниже 0,023 калибра не обеспечивает повышения жесткости корпуса ракетной части, кроме того, при малой длине утолщения существует вероятность непопадания узла изгибных деформаций на утолщение из-за разброса массовых и жесткостных характеристик составных частей реактивного снаряда. При массе моноблока, меньшей 0,7 массы корпуса ракетной части, узел деформаций будет расположен ближе к центру корпуса ракетной части на его тонкостенной части, что приведет к возрастанию местных углов атаки на аэродинамическом стабилизаторе и аэродинамической силы лобового сопротивления. При массе моноблока большей 0,9 массы корпуса ракетной части узел деформаций смещается на моноблок, но при этом возрастает изгибающий момент на корпусе ракетной части вследствие увеличения инерционных нагрузок, действующих на корпус при ускоренном поперечном перемещении моноблока в процессе изгибных колебаний, так как инерционные нагрузки пропорциональны массе моноблока. В результате этого устойчивость полета нарушается и дальность стрельбы снижается.

Сущность изобретения заключается в том, что ракетная часть реактивного снаряда, содержащая тонкостенный корпус из высокопрочной стали удлинением 13...16 калибров, сопло и аэродинамический стабилизатор, в отличие от прототипа согласно изобретению выполнена с корпусом на основной части длины, имеющим толщину стенки 0,014...0,016 калибра и наружный диаметр 0,98...0,99 калибра, а в хвостовой части на 0,04...0,09 длины корпуса выполнено утолщение стенки до 0,023...0,026 калибра, при этом аэродинамический стабилизатор и сопло выполнены в виде моноблока с массой 0,7...0,9 массы корпуса ракетной части, жестко соединенного с корпусом ракетной части в месте его утолщения.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется чертежом, где на фиг.1 представлен общий вид ракетной части реактивного снаряда, на фиг.2 - вид ракетной части в процессе изгибных деформаций.

Предлагаемая ракетная часть содержит корпус 1, выполненные в виде моноблока сопло 2 и аэродинамический стабилизатор 3. В хвостовой части корпуса 1 выполнено утолщение стенки 4, на котором располагается узел деформаций 5.

Ракетная часть реактивного снаряда работает следующим образом.

При истечении продуктов сгорания из корпуса 1 ракетной части через сопло 2 моноблока возникает реактивная сила, разгоняющая реактивный снаряд до скоростей ≥(3,5...4,0)М, при этом аэродинамический стабилизатор 3 моноблока создает аэродинамическую подъемную силу и стабилизирующий момент. В процессе движения по траектории под действием аэродинамических сил возникают изгибные деформации корпуса 1, которые могут привести к увеличению угла атаки на аэродинамическом 3 стабилизаторе на величину α_стаб. За счет смещения узла деформаций 5 на утолщенную часть 4 корпуса 1 амплитуда изгибных деформаций и величина α_стаб минимизируются, обеспечивается устойчивый полет и на 15...20% повышается дальность стрельбы.

Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями опытных образцов ракетных частей, выполненных в соответствии с изобретением.

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

Изобретение относится к военной технике, а именно к ракетным частям реактивных снарядов. Сущность изобретения заключается в том, что ракетная часть реактивного снаряда содержит тонкостенный корпус из высокопрочной стали удлинением 13...16 калибров, сопло и аэродинамический стабилизатор. Корпус на основной части длины выполнен с толщиной стенки 0,014...0,016 калибра и наружным диаметром 0,98...0,99 калибра. В хвостовой части на 0,04...0,09 длины корпуса выполнено утолщение стенки до 0,023...0,026 калибра. Аэродинамический стабилизатор и сопло выполнены в виде моноблока с массой 0,7...0,9 массы корпуса ракетной части, жестко соединенного с корпусом ракетной части в месте его утолщения. Изобретение позволяет за счет выбора рациональных конструктивных параметров, геометрических и массовых характеристик создать ракетную часть реактивного снаряда с повышенной дальностью стрельбы и устойчивым движением на всей траектории. 2 ил.

Ракетная часть реактивного снаряда, содержащая тонкостенный корпус из высокопрочной стали удлинением 13÷16 калибров, сопло и аэродинамический стабилизатор, отличающаяся тем, что в ней корпус на основной части длины выполнен с толщиной стенки 0,014÷0,016 калибра и наружным диаметром 0,98÷0,99 калибра, а в хвостовой части на 0,04÷0,09 длины корпуса выполнено утолщение стенки до 0,023÷0,026 калибра, при этом аэродинамический стабилизатор и сопло выполнены в виде моноблока с массой 0,7÷0,9 массы корпуса ракетной части, жестко соединенного с корпусом ракетной части в месте его утолщения.