Сверхзвуковой вращающийся реактивный снаряд Российский патент 2023 года по МПК F42B15/00 

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к вращающимся реактивным снарядам реактивных систем залпового огня.

Объект изобретения представляет собой сверхзвуковой вращающийся реактивный снаряд (PC) с улучшенными аэробаллистическими характеристиками и характеристиками точности, увеличенной дальностью стрельбы.

Известны PC М8, М13, обеспечивающие поражение площадных и крупноразмерных целей (см., например, Куров В.Д., Должанский Ю.М. Основы проектирования пороховых ракетных снарядов. - М: Оборонгиз 1961, с. 11), содержащие цилиндрический корпус с заостренной носовой частью, реактивный двигатель, стабилизатор с нераскрывающимися лопастями.

Наличие нераскрывающегося стабилизатора не позволяет разместить на пусковой установке большое количество PC, что снижает эффективность применения реактивной системы.

Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией сверхзвукового вращающегося PC является наличие в составе аналогов цилиндрического корпуса с заостренной носовой частью, реактивного двигателя и стабилизатора.

Известен PC системы залпового огня М-210Ф (см. Боевая машина БМ-21. Техническое описание и инструкция по эксплуатации. - М: Военное издательство МО СССР, 1977, с. 74-75). Он содержит цилиндрический корпус с заостренной носовой частью, реактивный двигатель, стабилизатор с раскрывающимися дугообразными лопастями, установленными на обтекателе. Лопасти установлены под углом к продольной оси снаряда для придания ему вращения, позволяющего повысить точность за счет компенсации всевозможных эксцентриситетных возмущений. Передние кромки лопастей стабилизатора выполнены с симметричным заострением, что в сочетании с большим углом установки (более одного градуса) к продольной оси PC приводит к значительному диапазону изменения угловой скорости вращения по времени полета. Это является ограничением для увеличения скорости и дальности стрельбы.

Тенденция увеличения дальности и повышения точности стрельбы приводит к необходимости разработки сверхзвуковых PC с аэродинамическими рулями. За счет угла отклонения рулей появляется балансировочный угол атаки PC, а возникающие при этом нормальные и поперечные силы изменяют траекторию полета в нужном направлении. При длительном полете на оптимальном балансировочном угле атаки происходит увеличение дальности в режиме подпланирования.

Известны управляемые реактивные снаряды (УРС) по патентам РФ №2291381, №2302606, содержащие цилиндрический корпус с носовой частью, аэродинамические рули, реактивный двигатель, стабилизатор с плоскими лопастями.

Управляемый снаряд по патенту РФ №2291381 (заявка от 13.04.2005 г.), содержит цилиндрический корпус с носовой частью, аэродинамические рули, реактивный двигатель, стабилизатор с плоскими лопастями. Передние кромки лопастей выполнена симметричной формы (см. также р.ж. «Изобретения стран мира», 2007 г., №1, кл. МПК F42B).

Носовая часть снаряда выполнена с большим притуплением и содержит кольцевой пилон перед аэродинамическими рулями для создания дополнительной подъемной силы. Рули расположены на цилиндрическом участке носовой части корпуса. Указанный снаряд обладает большим коэффициентом сопротивления и предназначен для полета с дозвуковыми скоростями на небольшую дальность.

Управляемый снаряд по патенту РФ №2302606 содержит цилиндрический корпус с затупленной носовой частью, аэродинамические рули, расположенные на носовой части, реактивный двигатель, стабилизатор с плоскими лопастями. Передние кромки лопастей выполнены симметричной формы. Корпус выполнен с дополнительной выдвигаемой носовой частью. Применяется такая аэродинамическая схема в малогабаритных УРС с дозвуковой и трансзвуковой скоростью полета.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому сверхзвуковому вращающемуся PC является сверхзвуковой PC по патенту РФ №2642693, содержащий корпус с заостренной носовой частью, аэродинамические рули, реактивный двигатель, стабилизатор с раскрывающимися дугообразными лопастями, принятый авторами за прототип.

В сверхзвуковом PC по патенту РФ №2642693 аэродинамические рули расположены на заостренной носовой части корпуса на расстоянии от переднего торца снаряда, выбираемом в пределах значений, рассчитываемых по предложенной формуле. Выбор расстояния обусловлен выведением рулей из зоны влияния переднего торца носовой части на обтекание рулей, на обеспечение стабильности изменения аэродинамических характеристик рулей и PC в целом. Дугообразные лопасти стабилизатора закреплены на осях, параллельных продольной оси корпуса PC. Такая установка лопастей не предполагает создание вращающего момента крена и передачу его на корпус PC и характерна для не вращающихся УРС. Кроме того, в прототипе не сформулированы требования к форме передних кромок лопастей, влияющей на появление дополнительного индуцированного момента крена.

Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией сверхзвукового вращающегося PC является наличие в прототипе корпуса, аэродинамических рулей, реактивного двигателя, стабилизатора с раскрывающимися дугообразными лопастями, установленными на осях.

В отличие от прототипа в предлагаемом сверхзвуковом вращающемся реактивном снаряде рули размещены на цилиндрическом участке корпуса на расстоянии 0.3…3.0 калибра снаряда от места сопряжения его с заостренной носовой частью, отношение площади проекции двух консолей рулей , при этом площадь проекции двух консолей рулей S_2p=(0,15…0,50)S_2лоп и расстояние L_p от оси вращения руля до центра масс снаряда после выгорания топлива реактивного двигателя выполнено в пределах (0.15…0.50)L_ЛОП, а раскрывающиеся дугообразные лопасти стабилизатора смещены от заднего торца реактивного двигателя в сторону рулей на 0,2…1,0 калибра снаряда и установлены на осях, закрепленных в обтекателе, жестко соединенным с корпусом двигателя, при этом дугообразные лопасти стабилизатора ориентированы выпуклыми поверхностями в направлении вращения снаряда, то есть по часовой стрелке на виде сзади и установлены под углом δ=0,2°…0,6° к продольной оси снаряда, а передние кромки раскрывающихся дугообразных лопастей стабилизатора выполнены несимметричной формы в виде плоского притупления и скоса, расположенного на выпуклой поверхности лопастей, и угол скоса в плоскости, перпендикулярной передним кромкам лопастей стабилизатора, выполнен в пределах β=5°…15°,

где - отношение площади проекции двух консолей рулей к площади миделевого сечения корпуса снаряда;

S_2p= (0,15…0,50) S_2лоп - площадь проекции двух консолей рулей;

S_м= π d²/4 - площадь миделевого сечения корпуса снаряда;

d - калибр снаряда;

S_2лоп - площадь проекции двух, противоположно установленных дугообразных лопастей стабилизатора на плоскость, проходящую через ось снаряда;

L_p - расстояние от оси вращения руля до центра масс снаряда после выгорания топлива реактивного двигателя;

L_лоп - расстояние от середины бортовой хорды дугообразных лопастей стабилизатора до центра масс снаряда после выгорания топлива реактивного двигателя;

δ=0,2°…0,6° - средний угол установки лопастей стабилизатора к продольной оси снаряда, определяемый как среднее арифметическое значение углов установки каждой лопасти, измеренных в различных сечениях по ее размаху;

β=5°…15° - угол скоса в плоскости, перпендикулярной передним кромкам лопастей стабилизатора.

Это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.

Задачей предполагаемого изобретения является улучшение аэробаллистических характеристик PC и повышение точности стрельбы, увеличение дальности за счет рационального выбора соотношений геометрических параметров планера, уменьшения влияния разброса аэробаллистических характеристик.

Данное техническое решение позволяет использовать положительные качества не вращающихся УРС и вращающихся НРС, обеспечить режимы функционирования на меньших углах атаки и значительное снижение воздействия аэродинамических нагрузок на элементы конструкции, что снижает вес PC и увеличивает дальность полета.

Указанный технический результат достигается тем, что в сверхзвуковом вращающемся реактивном снаряде, содержащем цилиндрический корпус с заостренной носовой частью, аэродинамические рули, реактивный двигатель, стабилизатор с раскрывающимися дугообразными лопастями, установленными на осях, закрепленных в обтекателе, согласно изобретению рули размещены на цилиндрическом участке корпуса на расстоянии 0.3…3.0 калибра снаряда от места сопряжения его с заостренной носовой частью, отношение площади проекции двух консолей рулей , при этом площадь проекции двух консолей рулей S_2p=(0,15…0,50)S_2лоп и расстояние L_p от оси вращения руля до центра масс снаряда после выгорания топлива реактивного двигателя выполнено в пределах (0.15…0.50)L_лоп, а раскрывающиеся дугообразные лопасти стабилизатора смещены от заднего торца реактивного двигателя в сторону рулей на 0,2…1,0 калибра снаряда и установлены на осях, закрепленных в обтекателе, жестко соединенным с корпусом двигателя, при этом дугообразные лопасти стабилизатора ориентированы выпуклыми поверхностями в направлении вращения снаряда, то есть по часовой стрелке на виде сзади и установлены под углом δ=0,2°…0,6° к продольной оси снаряда, а передние кромки раскрывающихся дугообразных лопастей стабилизатора выполнены несимметричной формы в виде плоского притупления и скоса, расположенного на выпуклой поверхности лопастей, и угол скоса в плоскости, перпендикулярной передним кромкам лопастей стабилизатора, выполнен в пределах β=5°…15°,

где - отношение площади проекции двух консолей рулей к площади миделевого сечения корпуса снаряда;

S_2p=(0,15…0,50)S_2лоп - площадь проекции двух консолей рулей;

S_м= π d²/4 - площадь миделевого сечения корпуса снаряда;

d - калибр снаряда;

S_2лоп - площадь проекции двух, противоположно установленных дугообразных лопастей стабилизатора на плоскость, проходящую через ось снаряда;

L_p - расстояние от оси вращения руля до центра масс снаряда после выгорания топлива реактивного двигателя;

L_лоп - расстояние от середины бортовой хорды дугообразных лопастей стабилизатора до центра масс снаряда после выгорания топлива реактивного двигателя;

δ=0,2°…0,6° - средний угол установки лопастей стабилизатора к продольной оси снаряда, определяемый как среднее арифметическое значение углов установки каждой лопасти, измеренных в различных сечениях по ее размаху;

β=5°…15° - угол скоса в плоскости, перпендикулярной передним кромкам лопастей стабилизатора.

Авторы предполагаемого изобретения провели экспериментальные исследования на моделях PC в аэродинамической трубе с целью определения аэродинамических характеристик, включая моменты крена с различной формой передних кромок лопастей, расчетные исследования, направленные на поиск решений, позволяющих улучшить аэробаллистические характеристики PC и повысить точность стрельбы, увеличить дальность полета.

Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между параметрами заявляемого сверхзвукового вращающегося PC позволили, в частности, за счет выполнения:

- размещения рулей на цилиндрическом участке корпуса на расстоянии 0.3…3.0 калибра снаряда от места сопряжения его с заостренной носовой частью - уменьшить разброс аэробаллистических характеристик PC и повысить тем самым точность стрельбы за счет исключения влияния заостренной носовой части. При расстоянии менее 0,3 калибра снаряда увеличивается разброс характеристик, обусловленных зоной сопряжения носовой части и цилиндрической части корпуса, а также воздействием скачков уплотнения от переднего торца носовой части. Увеличение расстояния свыше 3 калибров приводит к уменьшению плеча управляющего момента от подъемной силы блока рулей и для его компенсации необходимо увеличивать углы отклонения рулей, приводящих к увеличению сопротивления и потере дальности;

- отношения площади проекции двух консолей рулей , при этом площадь проекции двух консолей рулей S_2p=(0,15…0,50)S_2лоп и расстояние L_p от оси вращения руля до центра масс снаряда после выгорания топлива реактивного двигателя выполнено в пределах (0.15...0.50)L_ЛОП - обеспечить улучшение аэробаллистических характеристик и повысить точность стрельбы за счет рациональных соотношений геометрических параметров рулей и лопастей стабилизатора, обеспечить полет на меньших в 3…5 раз значения углах атаки, чем у прототипа. При менее 0,3 и менее 0,15 S_2лоп, а также L_p от оси вращения руля до центра масс снаряда после выгорания топлива реактивного двигателя менее 0.15 L_лоп уменьшается управляющий момент от рулей и балансировочные значения угла атаки. Увеличение свыше 1,0 и более 0,5 S_2лоп, а также L_p более 0.50 L_лоп нецелесообразно, так как это приводит к увеличению индуктивного сопротивления и потере дальности полета;

- смещения раскрывающихся дугообразных лопастей стабилизатора, установленных на осях, закрепленных в обтекателе, жестко соединенным с корпусом двигателя, от заднего торца реактивного двигателя в сторону рулей на 0,2…1,0 калибра снаряда - уменьшить отрицательное воздействие струи реактивного двигателя на снижение подъемной силы стабилизатора, уменьшить разброс аэродинамических характеристик. Выбранные рациональные соотношения параметров рулей и стабилизатора в пользу последнего позволили расширить диапазон смещения лопастей от заднего торца двигателя. Увеличение смещения свыше 1 калибра нецелесообразно, так как это приводит к уменьшению стабилизирующего момента стабилизатора относительно центра масс. Выполнение расстояния менее 0,2 калибра приводит к разбросу аэродинамических характеристик стабилизатора от отрицательного действия струи двигателя, снижению требуемых для управления нормальных перегрузок;

- ориентации дугообразных лопастей стабилизатора выпуклыми поверхностями в направлении вращения снаряда, то есть по часовой стрелке на виде сзади и установленных под углом δ=0,2°…0,6° к продольной оси снаряда, а передних кромок раскрывающихся дугообразных лопастей стабилизатора несимметричной формы в виде плоского притупления и скоса, расположенного на выпуклой поверхности лопастей, и угол скоса в плоскости, перпендикулярной передним кромкам лопастей стабилизатора, в пределах β=5°…15° - обеспечить повышение стабильности изменения угловой скорости вращения PC от времени полета, уменьшить ее разброс в 2…3 раза. Угол установки лопастей при этом уменьшен примерно в 2 раза по сравнению с прототипом и аналогами. Выполнение угла установки δ менее 0,2° и более 0,6° приводит к попаданию PC в зону нижнего и верхнего резонанса соответственно, появляются значительные углы атаки, увеличиваются аэродинамические нагрузки на элементы конструкции. Выполнение угла скоса β свыше 15° нецелесообразно, происходит уменьшение индуцируемого кромками лопастей момента крена в сторону вращения PC. Это приводит к необходимости увеличения угла установки дугообразных лопастей, происходит увеличение сопротивления стабилизатора и PC и уменьшение дальности полета. При угле скоса β менее 5° кромки лопастей превращаются в симметричную форму, необходимо обеспечивать требуемое вращение при большем угле установки, увеличивается разброс скорости вращения от времени полета.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг. 1 представлен общий вид сверхзвукового вращающегося PC. Реактивный снаряд состоит из корпуса 1 с заостренной носовой частью 2, аэродинамических рулей 3, реактивного двигателя 4, стабилизатора 5 с дугообразными раскрывающимися лопастями 6, установленными на осях 8, закрепленных в обтекателе 7, жестко соединенным с корпусом двигателя 4.

Рули 3 размещены на цилиндрическом участке D корпуса 1 на расстоянии L₁=(0.3…3.0) d от места сопряжения его с заостренной носовой частью 2, отношение площади проекции двух консолей рулей 3 , при этом площадь проекции двух консолей рулей S_2p=(0,15…0,50)S_2лоп и расстояние L_p от оси вращения ОВ руля 3 до центра масс снаряда после выгорания топлива реактивного двигателя 4 выполнено в пределах (0.15…0.50)L_лоп, где d - калибр снаряда.

Раскрывающиеся дугообразные лопасти 6 стабилизатора 5 смещены от заднего торца реактивного двигателя 4 в сторону рулей 3 на расстояние L₂=(0,2…1,0) d. Дугообразные лопасти 6 стабилизатора 5 ориентированы выпуклыми поверхностями В в направлении вращения PC, то есть по часовой стрелке на виде А сзади и установлены под углом δ=0,2°…0,6° к продольной оси PC, а передние кромки раскрывающихся дугообразных лопастей 6 стабилизатора 5 выполнены несимметричной формы в виде плоского притупления и скоса Г, расположенного на выпуклой поверхности В лопастей, и угол скоса в плоскости, перпендикулярной передним кромкам лопастей стабилизатора, выполнен в пределах β=5°…15°.

Функционирование предлагаемого сверхзвукового вращающегося PC происходит следующим образом. При вылете из трубчатой направляющей происходит раскрытие дугообразных лопастей 6 стабилизатора 5, установленных на осях 8, закрепленных в обтекателе 7, в результате чего обеспечивается его устойчивый полет. За счет установки лопастей под углом δ=0,2°…0,6° к продольной оси PC и предложенной формы их передних кромок со скосом Г создается вращающий момент, который передается через обтекатель 7 корпусу реактивного двигателя 4. Обеспечивается угловая скорость вращения PC в допустимом диапазоне.

В расчетное время происходит отклонение аэродинамических рулей 3 на заданный угол, продольная ось корпуса 1 с заостренной носовой частью 2 снаряда отклоняется на балансировочный угол атаки и за счет аэродинамических сил происходит изменение вектора скорости и координат движения центра масс снаряда, в результате чего происходит полет снаряда по другой траектории Таким образом, за счет угловой скорости вращения и коррекции траекторных параметров улучшаются аэробаллистические характеристики, выбирается промах, повышается точность стрельбы.

Указанный положительный эффект подтверждён лётно-конструкторскими испытаниями образцов сверхзвуковых вращающихся PC, выполненных в соответствии с предлагаемым изобретением.

Изобретение относится к области вооружения и боеприпасов, а именно к сверхзвуковому вращающемуся реактивному снаряду. Сверхзвуковой вращающийся реактивный снаряд содержит цилиндрический корпус с заостренной носовой частью, аэродинамические рули, реактивный двигатель и стабилизатор с раскрывающимися дугообразными лопастями, установленными на осях, закрепленных в обтекателе. Рули размещены на цилиндрическом участке корпуса на расстоянии 0.3…3.0 калибра снаряда от места сопряжения его с заостренной носовой частью. Отношение площади проекции двух консолей рулей . Площадь проекции двух консолей рулей S_2p=(0,15...0,50)S_2лоп и расстояние L_p от оси вращения руля до центра масс снаряда после выгорания топлива реактивного двигателя выполнено в пределах (0.15…0.50)L_лоп, где L_лоп - расстояние от середины бортовой хорды дугообразных лопастей стабилизатора до центра масс снаряда после выгорания топлива реактивного двигателя. Раскрывающиеся дугообразные лопасти стабилизатора смещены от заднего торца реактивного двигателя в сторону рулей на 0,2…1,0 калибра снаряда и установлены на осях, закрепленных в обтекателе, жестко соединенном с корпусом двигателя. Дугообразные лопасти стабилизатора ориентированы выпуклыми поверхностями в направлении вращения снаряда, то есть по часовой стрелке на виде сзади, и установлены под углом δ=0,2°…0,6° к продольной оси снаряда. Передние кромки раскрывающихся дугообразных лопастей стабилизатора выполнены несимметричной формы в виде плоского притупления и скоса, расположенного на выпуклой поверхности лопастей. Угол скоса в плоскости, перпендикулярной передним кромкам лопастей стабилизатора, выполнен в пределах β=5°…15°. Технический результат заключается в улучшении аэробаллистических характеристик снаряда, повышении точности стрельбы и увеличении дальности стрельбы. 1 ил.

Сверхзвуковой вращающийся реактивный снаряд, содержащий цилиндрический корпус с заостренной носовой частью, аэродинамические рули, реактивный двигатель и стабилизатор с раскрывающимися дугообразными лопастями, установленными на осях, закрепленных в обтекателе, отличающийся тем, что рули размещены на цилиндрическом участке корпуса на расстоянии 0.3…3.0 калибра снаряда от места сопряжения его с заостренной носовой частью, отношение площади проекции двух консолей рулей , при этом площадь проекции двух консолей рулей S_2p=(0,15...0,50)S_2лоп и расстояние L_p от оси вращения руля до центра масс снаряда после выгорания топлива реактивного двигателя выполнено в пределах (0.15…0.50)L_лоп, а раскрывающиеся дугообразные лопасти стабилизатора смещены от заднего торца реактивного двигателя в сторону рулей на 0,2…1,0 калибра снаряда и установлены на осях, закрепленных в обтекателе, жестко соединенном с корпусом двигателя, при этом дугообразные лопасти стабилизатора ориентированы выпуклыми поверхностями в направлении вращения снаряда, то есть по часовой стрелке на виде сзади, и установлены под углом δ=0,2°…0,6° к продольной оси снаряда, а передние кромки раскрывающихся дугообразных лопастей стабилизатора выполнены несимметричной формы в виде плоского притупления и скоса, расположенного на выпуклой поверхности лопастей, и угол скоса в плоскости, перпендикулярной передним кромкам лопастей стабилизатора, выполнен в пределах β=5°…15°,

где - отношение площади проекции двух консолей рулей к площади миделевого сечения корпуса снаряда;

S_2p=(0,15…0,50)S_2лоп - площадь проекции двух консолей рулей;

S_м=π d²/4 - площадь миделевого сечения корпуса снаряда;

d - калибр снаряда;

S_2лоп - площадь проекции двух противоположно установленных дугообразных лопастей стабилизатора на плоскость, проходящую через ось снаряда;

L_p - расстояние от оси вращения руля до центра масс снаряда после выгорания топлива реактивного двигателя;

L_лоп - расстояние от середины бортовой хорды дугообразных лопастей стабилизатора до центра масс снаряда после выгорания топлива реактивного двигателя;

δ=0,2°…0,6° - средний угол установки лопастей стабилизатора к продольной оси снаряда, определяемый как среднее арифметическое значение углов установки каждой лопасти, измеренных в различных сечениях по ее размаху;

β=5°…15° - угол скоса в плоскости, перпендикулярной передним кромкам лопастей стабилизатора.