УПРАВЛЯЕМЫЙ СНАРЯД Российский патент 2007 года по МПК F42B15/00 

Изобретение относится к ракетному вооружению, в частности к области малогабаритных управляемых снарядов, и может быть использовано в конструкциях ракет, выполненных по аэродинамической схеме "утка".

Известен противотанковый управляемый снаряд, принятый за прототип, состоящий из цилиндрического корпуса с затупленной носовой частью малого удлинения, блока стабилизатора, аэродинамических органов управления - рулей, установленных на носовой части корпуса снаряда. [ПТУРС 9М113. Техническое описание инструкция по эксплуатации, М.: Военное издательство, 1974 г.]

Недостатками прототипа являются повышенное значение коэффициента лобового сопротивления снаряда и невысокая эффективность аэродинамических органов управления. Повышенное значение коэффициента лобового сопротивления обусловлено малым удлинением носовой части корпуса с затупленным носом, что снижает баллистические характеристики (скорость, дальность, время полета) управляемого снаряда. На эффективность руля влияет форма, удлинение носовой части, положение руля относительно затупленного носа. На снаряде-прототипе из-за нестационарного, отрывного обтекания потоком затупленного носа корпуса снаряда снижаются несущие характеристики: подъемная сила, управляющий момент руля.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение эффективности управления снарядом за счет уменьшения лобового сопротивления носовой части корпуса и повышения эффективности аэродинамических органов управления - рулей, а также обеспечения возможности использования для таких снарядов контейнеров в штатном исполнении без доработки пусковой установки.

Решение задачи заключается в том, что в управляемом снаряде, выполненном по аэродинамической схеме "утка", содержащем корпус с затупленной носовой частью малого удлинения, блок стабилизатора, рули, расположенные на носовой части корпуса, новым является то, что корпус снаряда выполнен с дополнительной выдвигаемой носовой частью меньшего диаметра, при этом отношение диаметров выдвигаемой дополнительной носовой части и корпуса составляет 0,4÷0,7, а отношение суммарной длины основной носовой части и выдвигаемой к диаметру корпуса составляет 2,0÷3,0.

Удлинение носовой части корпуса улучшает баллистические характеристики снаряда, повышает эффективность аэродинамических органов управления, а выдвижение дополнительной носовой части на старте или в начале полета позволяет использовать контейнер в штатной длине, без доработки пусковой установки.

Иллюстрации, поясняющие принцип действия предлагаемого технического решения, приведены на фиг.1÷5. На фиг.1, 2 представлен эскиз управляемого снаряда с дополнительной выдвигаемой носовой частью корпуса, на фиг.3 - прототипа. На фиг.4 - зависимость коэффициента лобового сопротивления от удлинения носовой части, на фиг.5 - зависимость подъемной силы руля от эффективного угла атаки α_эф.

Управляемый снаряд (фиг.1, 2) состоит из корпуса 1, стабилизатора 2, руля 3, основной носовой части корпуса 4, дополнительной выдвигаемой носовой части 5. Удлиненная носовая часть состоит из основной носовой части 4 и выдвигаемой 5.

На фиг.4 приведены зависимости 1, 2, 3 коэффициента лобового сопротивления носовой части с_х от удлинения носовой части λ при различных скоростях полета, соответствующих числам Маха М=0,6÷0,9, где 1-М=0,6; 2-М=0,8; 3-М=0,9. На фиг.5 приведены зависимости 1, 2 коэффициента подъемной силы руля с_ур от эффективного угла атаки α_эф, где: 1 - подъемная сила руля, установленного на корпусе с основной носовой частью (фиг.3); 2 - подъемная сила руля, установленного на корпусе с удлиненной носовой частью (фиг.2).

На фиг.1÷5 приведены обозначения параметров управляемого снаряда, характеризующих влияние удлиненной носовой части корпуса на баллистические и динамические характеристики управляемого снаряда: - диаметр корпуса (фюзеляжа), D_о.ч, L_о.ч - диаметр и длина основной носовой части корпуса, D_в.ч.., L_в.ч - диаметр и длина выдвигаемой носовой части корпуса, L_н.ч - длина основной и выдвигаемой носовой части корпуса L_н.ч=L_о.ч+L_в.ч; λ - удлинение носовой части, - отношение длины носовой части к диаметру корпуса; α_эф - эффективный угол атаки, α_эф=К_αα+δ_р, где α - угол атаки снаряда, δ_р - угол отклонения руля, К_α - коэффициент интерференции корпуса на руль.

Данная конструкция работает следующим образом. Дополнительная носовая часть корпуса снаряда выдвигается на старте после открытия передней крышки контейнера или в начале полета после выхода снаряда из контейнера. В полете при отклонении руля на угол δ_р управляемый снаряд разворачивается относительно центра масс на балансировочный угол атаки α_б. При этом руль находится под углом α и δ, т.е. под эффективным углом атаки α_эф. Для противотанковых управляемых снарядов, выполненных по схеме "утка", диапазон летных углов атаки при углах отклонения руля 14÷16° составляет 5÷6°. При коэффициенте интерференции К_α=1,4÷1,6 эффективный угол α_эф составляет 22÷26° . На снаряде с носовой частью прототипа (фиг.3) из-за нестационарного со срывами обтекания потоком затупленной малого удлинения носовой части корпуса руль теряет эффективность, а зависимость подъемной силы руля по эффективному углу атаки имеет нелинейный характер при углах ≥20° (фиг.5). При этом потери подъемной силы достигают 15÷25%, а предельные углы атаки снаряда не превышают 3÷4° (α_эф÷20°).

Удлинение носовой части с λ=0,5...1,5 до λ=2,0...3,0 создает более плавное обтекание потоком руля до больших углов атаки α_б=6÷10°, вследствие этого растет эффективный угол атаки (α_эф=25÷30°), и, следовательно, увеличивается управляющая сила и управляющий момент снаряда, растет располагаемая перегрузка управляемого снаряда. Кроме того, увеличение удлинения носовой части уменьшает коэффициент лобового сопротивления снаряда, при этом увеличивается средняя скорость, дальность полета снаряда, уменьшается время полета снаряда на максимальную дальность.

Проведение продувок в аэродинамической трубе различных вариантов модели снаряда с выдвигаемой носовой частью, а так же проведение летных испытаний позволило определить оптимальные геометрические параметры предложенной конструкции, определить влияние носовой части корпуса снаряда на снижение лобового сопротивления (фиг.4) и повышения эффективности аэродинамических органов управления (фиг.5).

Данная конструкция при оптимальных геометрических параметрах снаряда с удлиненной носовой частью позволяет увеличить дальность полета, повышает точность при стрельбе по целям.

В условиях жестких ограничений габаритно-массовых характеристик при проектировании новых и модернизации штатных малогабаритных управляемых снарядов повысить эффективность управления возможно за счет повышения эффективности аэродинамических характеристик планера снаряда.

Таким образом, применение предлагаемого технического решения в малогабаритных управляемых снарядах с дозвуковыми и трансзвуковыми скоростями позволяет:

- улучшить аэродинамические характеристики снаряда;

- повысить эффективность управления комплекса в целом.

Изобретение относится к области вооружения. Управляемый снаряд содержит корпус с затупленной носовой частью малого удлинения, блок стабилизатора, рули, расположенные на носовой части корпуса. Корпус снаряда выполнен с дополнительной выдвигаемой носовой частью меньшего диаметра. Отношение диаметров выдвигаемой дополнительной носовой части и корпуса составляет 0,4÷0,7. Отношение суммарной длины основной носовой части и выдвигаемой к диаметру корпуса составляет 2,0÷3,0. При использовании изобретения повышается эффективность управления снарядом. 5 ил.

Управляемый снаряд, выполненный по аэродинамической схеме "утка", содержащий корпус с затупленной носовой частью малого удлинения, блок стабилизатора, рули, расположенные на носовой части корпуса, отличающийся тем, что корпус снаряда выполнен с дополнительной выдвигаемой носовой частью меньшего диаметра, при этом отношение диаметров выдвигаемой дополнительной носовой части и корпуса составляет 0,4÷0,7, а отношение суммарной длины основной носовой части и выдвигаемой к диаметру корпуса составляет 2,0÷3,0.