ВРАЩАЮЩАЯСЯ РАКЕТА Российский патент 2020 года по МПК F42B12/44 F42B15/00 F42B10/16 

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано при разработке вращающихся ракет различного назначения, реактивных снарядов систем залпового огня.

В настоящее время проводятся работы по повышению эффективности поражения целей за счет применения ракет с головными частями, снаряженными жидким наполнением на основе нефтепродуктов с огневым поражающим фактором, а также по увеличению дальности стрельбы. Одними из основных критериев эффективности подобных ракет являются количество жидкого наполнения, точность и кучность в районе цели. Наличие жидкого наполнения влияет на инерционные характеристики вращающейся ракеты, закон изменения угловой скорости ее вращения от времени полета, выполнение условий безрезонансного устойчивого полета без углов атаки, от которых зависит кучность и точность стрельбы.

Известны снаряды М8, М13 (Куров В.Д., Должанский Ю.М. Основы проектирования пороховых ракетных снарядов.- М.: Оборонгиз 1961, с. 11) принятые за аналоги. Они содержат головную часть, ракетный двигатель, оперение, лопасти которого жестко скреплены с корпусом. Головная часть указанных снарядов снаряжена твердым взрывчатым веществом, жестко скрепленным с корпусом.

Задачей указанных технических решений являлось обеспечение устойчивого полета и доставка головной части осколочно-фугасного действия в район цели. Однако, наличие нераскрывающегося оперения не позволяет разместить на пусковой установке большое количество снарядов, что снижает эффективность применения.

Боевая эффективность вращающегося снаряда М-21 ОФ (см. Боевая машина БМ-21. Техническое описание и инструкция по эксплуатации. - М: Военное издательство МО СССР, 1977, с. 74-75), содержащего головную часть, ракетный двигатель, оперение с раскрывающимися дугообразными лопастями, повышена за счет увеличения их количества в боевой машине.

Раскрывающиеся дугообразные лопасти снаряда М-21ОФ в раскрытом состоянии устанавливаются под определенным углом к его продольной оси, благодаря чему обеспечивается вращение снаряда в полете. Вращение придается снаряду для повышения точности и кучности стрельбы. Передние и задние кромки лопастей у приведенных аналогов выполнены с симметричным заострением, от которого существенно зависят моменты крена и угловая скорость вращения снарядов.

Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией вращающейся ракеты является наличие в составе аналогов головной части, ракетного двигателя, хвостового оперения с дугообразными раскрывающимися лопастями, установленными под углом к продольной оси ракеты.

Известна также вращающая ракета, содержащая головную часть со скругленным по радиусу передним торцом, заполненную жидким наполнителем на основе нефтепродуктов, устройство для разбрасывания и воспламенения наполнителя, ракетный двигатель и хвостовое оперение (см. Патент РФ №2154799, МПК F42B 12/44, 2000 г.).

Конструкция ракеты позволяет повысить параметры огневого поражения цели за счет оптимизации соотношения объема воздушной полости и объема головной части, за счет предлагаемой формы носовой части ракеты и увеличения объема головной части. Однако, применение указанной конструкции при увеличенных скоростях полета и особенно при сверхзвуковых скоростях требует защиты головной части от аэродинамического нагрева.

Наиболее близкой по технической сущности к предлагаемому техническому решению и принятая авторами за прототип является вращающаяся ракета, содержащая головную часть со скругленным по радиусу передним торцом и насадком, заполненную жидким наполнителем на основе нефтепродуктов, устройство для разбрасывания и воспламенения наполнителя, ракетный двигатель с соплом и хвостовое оперение с дугообразными раскрывающимися лопастями, установленными под углом к продольной оси ракеты (Патент РФ №2535533, МПК F42B 12/44, 2014 г.).

В указанной вращающейся ракете передний торец головной части снабжен насадком в виде усеченного конуса, носовая часть которого удалена от точки сопряжения цилиндрического и скругленного участков головной части на расстояние 0,7…2,5 калибра ракеты. Это позволило уменьшить влияние аэродинамического нагрева головной части с жидким наполнителем, уменьшить лобовое сопротивление ракеты и увеличить дальность стрельбы.

Передние и задние кромки лопастей оперения выполнены с симметричным заострением с углом 8°…15° в плоскости, перпендикулярной кромкам. Для указанной формы кромок определена зависимость для выбора необходимого угла установки дугообразных лопастей оперения относительно продольной оси.

Дальнейшее совершенствование вращающихся ракет указанной конструкции в части увеличения дальности, улучшения характеристик точности и кучности требует учета влияния инерционности жидкого наполнителя на активном (АУТ) и пассивном участках траектории (ПУТ) на требуемую угловую скорость вращения, которая существенно зависит от формы заострения кромок лопастей, угла установки лопастей к продольной оси вращающейся ракеты, от геометрических и конструктивных параметров лопастей оперения, расположения лопастей относительно сопла ракетного двигателя, а также совершенствование в направлении уменьшения лобового сопротивления головной части, индуктивного сопротивления оперения, зависящего от угла установки лопастей, и ракеты в целом.

Для каждой вращающейся ракеты существует допустимый диапазон изменения угловой скорости вращения исходя из условий нормального функционирования, отсутствия раскачки из-за резонанса (нижний предел скорости вращения на ПУТ), изгибных колебаний (верхний предел угловой скорости вращения в конце АУТ и начале ПУТ), прочности элементов конструкции.

Задачей прототипа являлось создание вращающейся ракеты с жидким наполнителем в головной части с увеличенной дальностью, а, следовательно, скоростью полета и обеспечение устойчивого полета без углов атаки за счет исключения возможности резонанса и изгибных колебаний, повышение надежности функционирования и боевой эффективности.

Общими признаками с предлагаемой авторами вращающейся ракетой является наличие в прототипе головной части со скругленным по радиусу передним торцом и насадком, заполненной жидким наполнителем на основе нефтепродуктов, устройства для разбрасывания и воспламенения наполнителя, ракетного двигателя с соплом и хвостового оперения с дугообразными раскрывающимися лопастями, установленными под углом к продольной оси ракеты.

В отличие от прототипа в предлагаемой вращающейся ракете:

- передние и задние кромки лопастей оперения выполнены с односторонним заострением со скосом, расположенным на выпуклых их поверхностях, с углом 7°…10° в плоскости, перпендикулярной кромкам, а величина среднего угла установки лопастей оперения определена по зависимости δ_ср=(0,05…0,20)H_опb₀/d² F(m_нап/m_∑), при этом задние кромки дугообразных лопастей в районе корневой хорды смещены от заднего торца ракетного двигателя в сторону головной части на расстояние 0,05…0,25 диаметра выходного сечения сопла ракетного двигателя и установлены выпуклыми поверхностями в направлении вращения ракеты таким образом, что вогнутые их поверхности являются наветренными,

где δ_ср=∑δ_i/n - средний угол установки лопастей оперения к продольной оси ракеты, град;

δ_i - угол установки каждой лопасти к продольной оси ракеты, град;

n - количество лопастей оперения;

Н_оп - размах лопастей оперения;

b₀ - корневая хорда лопасти;

d - калибр ракеты;

F(m_нап/m_∑)=(1+m_нап/m_∑)^0,5 - функция, определяющая влияние массы жидкого наполнителя в головной части ракеты на средний угол установки лопастей оперения к продольной оси ракеты;

m_нап - масса жидкого наполнителя в головной части, кг;

m_∑ - суммарная масса ракеты, кг;

- насадок на переднем торце головной части выполнен в виде тела вращения цилиндрическо-конической формы с уменьшающимся диаметром по мере приближения к его носовой части и радиусом скругления его носовой части, равным 0,04…0,08 калибра ракеты, при этом диаметр насадка в месте его установки на торце головной части принят равным 0,15…0,30 калибра 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 предполагаемого изобретения является создание вращающейся ракеты с жидким наполнителем в головной части с увеличенной дальностью за счет уменьшения сопротивления головной части и оперения, повышенной эффективностью и надежностью функционирования, улучшенными характеристиками точности и кучности за счет уменьшения аэродинамических нагрузок и снижения разброса аэробаллистических характеристик ракеты в условиях полета с увеличенными скоростями.

Указанный технический результат достигается тем, что в известной вращающейся ракете, содержащей головную часть со скругленным по радиусу передним торцом и насадком, заполненную жидким наполнителем на основе нефтепродуктов, устройство для разбрасывания и воспламенения наполнителя, ракетный двигатель с соплом и хвостовое оперение с дугообразными раскрывающимися лопастями, установленными под углом к продольной оси ракеты, согласно изобретению:

- передние и задние кромки лопастей оперения выполнены с односторонним заострением со скосом, расположенным на выпуклых их поверхностях, с углом 7°…10° в плоскости, перпендикулярной кромкам, а величина среднего угла установки лопастей оперения определена по зависимости δ_ср=(0,05…0,20)H_опb₀/d² F(m_нап/m_∑), при этом задние кромки дугообразных лопастей в районе корневой хорды смещены от заднего торца ракетного двигателя в сторону головной части на расстояние 0,05…0,25 диаметра выходного сечения сопла ракетного двигателя и установлены выпуклыми поверхностями в направлении вращения ракеты таким образом, что вогнутые их поверхности являются наветренными;

- насадок на переднем торце головной части выполнен в виде тела вращения цилиндрическо-конической формы с уменьшающимся диаметром по мере приближения к его носовой части и радиусом скругления его носовой части, равным 0,04…0,08 калибра ракеты, при этом диаметр насадка в месте его установки на торце головной части принят равным 0,15…0,30 калибра ракеты,

где δ_ср=∑δ_i/n - средний угол установки лопастей оперения к продольной оси ракеты, град;

δ_i - угол установки каждой лопасти к продольной оси ракеты, град;

n - количество лопастей оперения;

Н_оп - размах лопастей оперения;

b₀ - корневая хорда лопасти;

d - калибр ракеты;

F(m_нап/m_∑)=(1+m_нап/m_∑)^0,5 - функция, определяющая влияние массы жидкого наполнителя в головной части ракеты на средний угол установки лопастей оперения к продольной оси ракеты;

m_нап - масса жидкого наполнителя в головной части, кг;

m_∑ - суммарная масса ракеты, кг.

Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между геометрическими параметрами вращающейся ракеты, оперения с раскрывающимися дугообразными лопастями стабилизатора позволяют, в частности, за счет выполнения:

- передних и задних кромок лопастей оперения с односторонним заострением со скосом, расположенным на выпуклых их поверхностях, с углом 7°…10° в плоскости, перпендикулярной кромкам, а величины среднего угла установки лопастей оперения, определенного по зависимости δ_ср=(0,05…0,20)H_опb₀/d² F(m_нап/m_∑) - обеспечить требуемый закон изменения угловой скорости вращения ракеты с увеличенной скоростью полета, при котором происходит уменьшение максимальной угловой скорости вращения ракеты в конце АУТ и ее увеличение на ПУТ при меньших в 1,5…2,0 раза значениях угла установки лопастей по сравнению с симметричным заострением кромок лопастей у прототипа. Предложенная зависимость для расчета среднего угла установки лопастей позволяет учесть влияние основных конструктивных и геометрических параметров оперения, массовых характеристик ракеты с учетом инерционности и вязкости жидкого наполнителя на угловую скорость вращения, обеспечить безрезонансный полет ракеты на всех участках траектории и особенно на активном участке, когда формируются основные начальные возмущения, определяющие доминирующее влияние на кучность и точность стрельбы предлагаемой вращающейся ракеты. Особенно это важно для ракет с жидкотекучим наполнителем головной части, у которых жесткость корпуса на изгиб и кручение, а, следовательно, допустимый диапазон изменения угловой скорости вращения на траектории меньше, чем в снаряжении с твердым взрывчатым веществом. При угле заострения кромок лопастей менее 7° происходит уменьшение коэффициента вращающего момента крена, от которого зависит угловая скорость вращения ракеты, снижение жесткости кромок, искривление формы за счет аэродинамического нагрева в полете, что приводит к разбросу аэробаллистических характеристик ракеты, ухудшению точности и кучности, боевой эффективности. Увеличение угла заострения кромок лопастей свыше 10° приводит к увеличению лобового сопротивления, потере дальности стрельбы;

- смещения задних кромок дугообразных лопастей оперения в районе корневой хорды от заднего торца ракетного двигателя в сторону головной части на расстояние 0,05…0,25 диаметра выходного сечения сопла ракетного двигателя - исключить влияние отрицательного действия струи ракетного двигателя на разброс аэродинамических характеристик, кучность и точность стрельбы. При расстоянии до задних кромок лопастей менее 0,05 диаметра выходного сечения сопла происходит воздействие струи на обтекание лопастей, уменьшается их подъемная сила, увеличивается разброс аэробаллистических характеристик и ухудшается точность стрельбы. Увеличение расстояния до задних кромок лопастей свыше 0,25 диаметра выходного сечения сопла нецелесообразно, так как при этом происходит снижение запаса устойчивости и стабилизирующего момента ракеты, ухудшающих характеристики кучности стрельбы;

- установки лопастей с односторонним заострением передних и задних кромок выпуклыми поверхностями в направлении вращения ракеты таким образом, что вогнутые их поверхности являются наветренными, - обеспечить действие индуцированного вращающего момента крена за счет одностороннего заострения кромок и дугообразной формы лопастей в одном направлении, совпадающим с вращающим моментом крена за счет угла установки лопастей, что обеспечивает вращение ракеты при меньших в 1,5…2,0 раза углах установки лопастей, уменьшить тем самым продольные и поперечные аэродинамические нагрузки в полете, уменьшить дополнительно по сравнению с прототипом сопротивление ракеты и увеличить дальность стрельбы;

- насадка на переднем торце головной части в виде тела вращения цилиндрическо-конической формы с уменьшающимся диаметром по мере приближения к носовой части и радиусом скругления его носовой части, равным 0,04…0,08 калибра ракеты, при этом диаметр насадка в месте его установки на торце головной части принят равным 0,15…0,30 калибра ракеты, - уменьшить сопротивление насадка и головной части, увеличить дальность стрельбы. Увеличение радиуса скругления носовой части свыше 0,08 калибра ракеты приводит к росту сопротивления насадка и головной части, что приводит к уменьшению дальности, при радиусе скругления менее 0,04 калибра ракеты не происходит уменьшение сопротивления, а увеличивается нагрев носовой части. При диаметре насадка в месте его установки на торце головной части свыше 0,3 калибра происходит увеличение сопротивления насадка и головной части, уменьшение дальности стрельбы. Выполнение указанного диаметра менее 0,15 калибра приводит к уменьшению поперечных размеров насадка по всей его длине и в конечном итоге исчезает эффект образования «жидкого конуса» и его влияние на снижение сопротивление головной части с рассматриваемой затупленной формой носовой части.

Сущность изобретения поясняется чертежом фиг.1, где приведен общий вид предлагаемой вращающейся ракеты.

Предлагаемая вращающаяся ракета состоит из головной части 1 со скругленным по радиусу передним торцом 2 с насадком 3, заполненную жидким наполнителем 4 на основе нефтепродуктов, устройства 5 для разбрасывания и воспламенения наполнителя, ракетного двигателя 6 с соплом 7, хвостового оперении 8 с дугообразными раскрывающимися лопастями 9, установленными под углом δ к продольной оси ракеты.

Лопасти 9 ориентированы выпуклыми поверхностями Б в направлении вращения ракеты таким образом, что вогнутые их поверхности С являются наветренными. Угол 8 установки лопастей к продольной оси ракеты определяется по вышеприведенной зависимости.

Передние и задние кромки лопастей 9 оперения 8 выполнены с односторонним заострением со скосом 10, расположенным на выпуклых поверхностях Б, с углами заострения передних и задних кромок β_пк=β_зк=7°…10° в плоскости, перпендикулярной кромкам. Задние кромки лопастей 9 смещены от заднего торца ракетного двигателя 6 в сторону головной части 1 на расстояние L=(0,05…0,25)d₂, где d₂ - диаметр выходного сечения сопла 7 ракетного двигателя 6.

Насадок 3 в виде тела вращения цилиндрическо-конической формы с уменьшающимся диаметром по мере приближения к носовой части и радиусом скругления носовой части R=(0,04…0,08)d в месте его установки на торце головной части выполнен диаметром d₁=(0,15…0,30)d, где d - калибр ракеты.

Функционирование предлагаемой вращающейся ракеты происходит следующим образом.

После запуска ракетного двигателя 6 ракета с головной частью 1, имеющей скругленный по радиусу передний торец 2 с насадком 3 и жидкий наполнитель 4 внутри, начинает движение. За счет набегающего потока воздуха и установки дугообразных лопастей 9 под заранее выбранным углом δ к продольной оси появляется вращающий момент на оперении 8 и начинается раскрутка ракеты. За счет принятого по предложенной авторами зависимости необходимого угла установки лопастей оперения изменение угловой скорости вращения происходит в допустимых с точки зрения отсутствия резонанса пределах. В результате полета без углов атаки и отсутствия резонанса уменьшается в полете разброс аэробаллистических характеристик ракеты, а у цели происходит разбрасывание и воспламенение жидкого наполнителя 4 посредством устройства 5, повышается точность и кучность, надежность функционирования.

Выполнение передних и задних кромок лопастей 9 оперения 8 с односторонним заострением со скосом, расположенным на выпуклых поверхностях Б, с углом 7°…10° в плоскости, перпендикулярной кромкам, позволяет обеспечить требуемое вращение при меньших в 1,5…2,0 раза углах установки лопастей, чем при симметричном заострении кромок у прототипа. Тем самым уменьшается сопротивление ракеты за счет уменьшения лобового сопротивления насадка 3, головной части 1 в целом, индуктивного сопротивления лопастей 8 и увеличивается дальность стрельбы. Снижаются продольные и поперечные аэродинамические нагрузки на лопасти и ракету в целом, в результате чего уменьшаются изгибные и крутильные деформации элементов конструкции, приводящие к улучшению характеристик точности, а при залповой стрельбе и кучности.

Указанный положительный эффект подтвержден летно-конструкторскими испытаниями вращающейся ракеты, выполненной в соответствии с предлагаемым изобретением.

Предложенное техническое решение позволило разработать вращающуюся ракету с жидким наполнителем в головной части с увеличенной дальностью полета, повышенной боевой эффективностью и надежностью функционирования, улучшенными характеристиками точности и кучности.

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

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано при разработке вращающихся ракет различного назначения, реактивных снарядов систем залпового огня. Изобретение позволило разработать вращающуюся ракету, головная часть которой наполнена жидким наполнителем, с увеличенной дальностью полета за счет уменьшения сопротивления головной части и оперения, повышенной эффективностью и надежностью функционирования, улучшенными характеристиками точности и кучности за счет уменьшения аэродинамических нагрузок и снижения разброса аэробаллистических характеристик ракеты в условиях полета с увеличенными скоростями. Вращающаяся ракета содержит головную часть со скругленным по радиусу передним торцом и насадком, заполненную жидким наполнителем на основе нефтепродуктов, устройство для разбрасывания и воспламенения наполнителя, ракетный двигатель с соплом и хвостовое оперение с дугообразными раскрывающимися лопастями, установленными под углом к продольной оси ракеты. Причем передние и задние кромки лопастей оперения выполнены с односторонним заострением со скосом, расположенным на выпуклых их поверхностях, с углом 7°…10° в плоскости, перпендикулярной кромкам, а величина среднего угла установки лопастей оперения определена по зависимости δ_cp=(0,05…0,20)H_опb₀/d² F(m_нап/m_∑), при этом задние кромки дугообразных лопастей в районе корневой хорды смещены от заднего торца ракетного двигателя в сторону головной части на расстояние 0,05…0,25 диаметра выходного сечения сопла ракетного двигателя и установлены выпуклыми поверхностями в направлении вращения ракеты таким образом, что вогнутые их поверхности являются наветренными. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Вращающаяся ракета, содержащая головную часть со скругленным по радиусу передним торцом и насадком, заполненную жидким наполнителем на основе нефтепродуктов, устройство для разбрасывания и воспламенения наполнителя, ракетный двигатель с соплом и хвостовое оперение с дугообразными раскрывающимися лопастями, установленными под углом к продольной оси ракеты, отличающаяся тем, что в ней передние и задние кромки лопастей оперения выполнены с односторонним заострением со скосом, расположенным на выпуклых их поверхностях, с углом 7°…10° в плоскости, перпендикулярной кромкам, а величина среднего угла установки лопастей оперения определена по зависимости δ_cp=(0,05…0,20)H_опb₀/d² F(m_нап/m_∑), при этом задние кромки дугообразных лопастей в районе корневой хорды смещены от заднего торца ракетного двигателя в сторону головной части на расстояние 0,05…0,25 диаметра выходного сечения сопла ракетного двигателя и установлены выпуклыми поверхностями в направлении вращения ракеты таким образом, что вогнутые их поверхности являются наветренными.

2. Вращающаяся ракета по п. 1, отличающаяся тем, что насадок на переднем торце головной части выполнен в виде тела вращения цилиндрическо-конической формы с уменьшающимся диаметром по мере приближения к его носовой части и радиусом скругления носовой части, равным 0,04…0,08 калибра ракеты, при этом диаметр насадка в месте его установки на торце головной части принят равным 0,15…0,30 калибра ракеты,

где δ_ср=∑δ_i/n - средний угол установки лопастей оперения к продольной оси ракеты, град;

δ_i - угол установки каждой лопасти к продольной оси ракеты, град;

n - количество лопастей оперения;

Н_оп - размах лопастей оперения;

b₀ - корневая хорда лопасти;

d - калибр ракеты;

F(m_нап/m_∑)=(1+m_нап/m_∑)^0,5 - функция, определяющая влияние массы жидкого наполнителя в головной части ракеты на средний угол установки лопастей оперения к продольной оси ракеты;

m_нап - масса жидкого наполнителя в головной части, кг;

m_∑ - суммарная масса ракеты, кг.