Стабилизирующее устройство реактивного снаряда

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к реактивным снарядам реактивных систем залпового огня. Устройство содержит обтекатель с клиновыми пазами, лопасти с несколькими клиновыми опорами, оси и пружины. Средняя опора лопастей закреплена в пазе обтекателя посредством беззазорного клинового соединения, а остальные опоры лопастей установлены в пазах с возможностью перемещения вдоль оси лопасти. Изобретение позволяет за счет снижения аэродинамического эксцентриситета стабилизирующего устройства повысить точность характеристики стрельбы реактивными снарядами на 10-25%. 2 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к реактивным снарядам (PC) реактивных систем залпового огня (РСЗО).

Одним из основных направлений совершенствования конструкции PC РСЗО является повышение их точностных характеристик стрельбы (кучности и точности залпа). Достижение указанной задачи обеспечивается, в первую очередь, совершенствованием элементов конструкции стабилизирующего устройства PC.

Известна конструкция реактивного снаряда РСЗО "Град", имеющего в своем составе обтекатель, раскрывающиеся лопасти, которые закреплены в нем при помощи осей и пружины (см. книгу "Боевая машина 9П138. Техническое описание и инструкция по эксплуатации. Часть 3. Боеприпасы 9П138 ТО2. кн.1". - М.: Воениздат, 1985, с. 12-13, рис.4). Такая конструкция стабилизирующего устройства имеет в служебном обращении наружный диаметр, не превышающий калибр PC, что позволяет компактно разместить на боевой машине большое их количество.

Задачей данного технического решения являлось обеспечение стабилизированного движения PC на траектории при одновременном уменьшении габаритных размеров PC в служебном обращении.

Общими признаками с предлагаемым авторами стабилизирующим устройством является наличие обтекателя, на котором закреплены раскрывающиеся лопасти.

Однако приведенная конструкция стабилизирующего устройства PC имеет недостатки, состоящие в том, что для получения требуемой точности стрельбы PC ему на всей траектории полета придается вращательное движение относительно продольной оси. Вращение обеспечивает осреднение аэродинамической асимметрии PC и эксцентриситета реактивной тяги и тем самым повышаются точностные характеристики стрельбы.

Как показали испытания указанного выше стабилизирующего устройства PC, при увеличении скорости его полета до 2,5-3 М в конце активного участка траектории, значительно возрастают знакопеременные аэродинамические нагрузки на детали и узлы стабилизирующего устройства, вызывающие их асимметричную деформацию и повышенные аэродинамические возмущения PC, что в конечном результате снижает точностные характеристики стрельбы.

Наиболее близким по технической сути и достигаемому результату к заявляемому изобретению является стабилизирующее устройство, представленное в патенте РФ №2182309 "Хвостовой блок вращающегося реактивного снаряда", принятое авторами за прототип.

Это стабилизирующее устройство оснащено лопастями, опоры которых установлены в обтекателе с зазором не более 0,003 от наружного диаметра обтекателя, за счет чего снижается раскачка PC на траектории при переходном процессе раскрытия лопастей, и тем самым повышаются точностные характеристики стрельбы.

К причинам, препятствующим достижению указанного ниже технического результата, при использовании известного стабилизирующего устройства, принятого за прототип, относится то, что оно не обеспечивает требуемых высоких точностных характеристик стрельбы при увеличении калибра PC более 250 мм и увеличенных массовых характеристиках.

Опыт создания PC для РСЗО большого калибра показывает необходимость ужесточения требований к точности монтажа элементов стабилизирующего устройства, снижению их упругих и температурных деформаций под воздействием увеличенных аэродинамических нагрузок. Несоблюдение указанных факторов вызывает появление нерасчетных аэродинамических асимметрий стабилизирующего устройства и, следовательно, увеличенные колебания PC на траектории и снижение точностных характеристик стрельбы. Указанный недостаток является существенным, поскольку вызывает необходимость повышения прочностных характеристик деталей PC в целом за счет увеличения их массы, утяжеления конструкции и ее удорожания. Таким образом, задачей данного технического решения являлось повышение точностных характеристик стрельбы PC калибра не более 250 мм при скоростях полета 2,5-3 М за счет снижения раскачки PC на траектории при переходном процессе раскрытия лопастей.

Общими признаками с предлагаемым авторами стабилизирующим устройством является наличие устройства, выполненного в виде сборки обтекателя, содержащего клиновые пазы и закрепленных на нем при помощи осей и пружин раскрывающихся лопастей с несколькими клиновыми опорами.

В отличие от прототипа в предполагаемом авторами стабилизирующем устройстве PC, средняя опора лопастей закреплена в пазе обтекателя по средствам беззазорного клинового соединения, а остальные опоры лопастей установлены в пазах с возможностью перемещения вдоль оси лопасти.

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 снижение аэродинамической асимметрии стабилизирующего устройства PC при скоростях полета до 2,5-3 М и калибре более 250 мм.

Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известном стабилизирующем устройстве PC, содержащем обтекатель с клиновыми пазами, лопасти с несколькими клиновыми опорами, оси и пружины, средняя опора лопастей закреплена в пазе обтекателя посредством беззазорного клинового соединения, а остальные опоры лопастей установлены в пазах с возможностью перемещения вдоль оси лопасти.

Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между деталями заявляемого стабилизирующего устройства PC позволяют, в частности, за счет выполнения:

- не менее 3-х опор в лопасти - повысить точность установки лопастей в обтекателе, снизить упругие деформации лопастей, приводящие к аэродинамической асимметрии стабилизирующего устройства;

- средней опоры лопастей, закрепленной в пазе обтекателя посредством беззазорного соединения, а остальных опор лопастей, установленных с возможностью перемещения вдоль оси лопасти, - обеспечить стабильность формы лопастей при их аэродинамическом нагреве на траектории, исключить температурные напряжения в лопастях и связанные с эти деформации их рабочих поверхностей.

Сущность изобретения заключается в том, что стабилизирующее устройство PC, содержащее обтекатель с клиновыми пазами, лопасти с несколькими клиновыми опорами, оси и пружины, в отличие от прототипа согласно изобретению средняя опора лопастей закреплена в пазе обтекателя посредством беззазорного клинового соединения, а остальные опоры лопастей установлены с возможностью перемещения вдоль оси лопасти.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 изображена хвостовая часть PC с размещенным на ней стабилизирующим устройством и лопастями в раскрытом положении с частичным вырезом конструкции; на фиг.2 показано дополнительное сечение стабилизирующего устройства плоскостью А-А, на котором представлено размещение опор лопасти в клиновых пазах обтекателя.

Предлагаемое стабилизирующее устройство содержит обтекатель 1 с клиновыми пазами 2, который установлен на хвостовой части PC 3, на обтекателе при помощи осей 4 и пружин 5 размещены лопасти 6, при этом лопасти закреплены на обтекателе на нескольких клиновых опорах 7, средняя опора 7а закреплена в пазе 2 обтекателя 1 посредством беззазорного клинового соединения, передняя опора имеет зазор t1 с клиновым пазом; задняя опора имеет зазор t2 с соответствующим клиновым пазом обтекателя.

Вышеописанное устройство работает следующим образом.

При движении PC на траектории его стабилизация обеспечивается при помощи стабилизирующего устройства, размещенного на хвостовой части PC 3; учитывая, что максимальная скорость современных PC достигает 2,5-3 М, происходит аэродинамический нагрев лопастей 6 и за счет этого температурное изменение их размеров; закрепление средней опоры 7а лопасти 6 в пазе 2 обтекателя 1 без зазора по клиновой поверхности обеспечивает жесткое крепление лопасти 6 относительно обтекателя 1, чему также способствуют оси 4 и пружины 5.

Температурное расширение лопасти 6 происходит вдоль оси 4 за счет изменения зазоров t1 и t2 в пазах 2 без изменения формы и ее первоначальных монтажных параметров на обтекателе.

Выполнение стабилизирующего устройства в соответствии с изобретением приводит к снижению аэродинамического эксцентриситета стабилизирующего устройства для PC калибра более 250 мм при скоростях полета 2,5-3 М и повышает точностные характеристики стрельбы PC на 10-25%.

Изобретение может быть использовано при разработке PC большого калибра для реактивных систем залпового огня или PC других аналогичных систем.

Указанный положительный эффект подтвержден результатами полунатурных аэродинамических и стрельбовых испытаний опытных образцов стабилизирующих устройств, выполненных в соответствии с изобретением.

В настоящее время разработана необходимая конструкторская документация. Ведется подготовка серийного производства.

Стабилизирующее устройство реактивного снаряда, содержащее обтекатель с клиновыми пазами, лопасти с несколькими клиновыми опорами, оси и пружины, отличающееся тем, что средняя из опор лопастей закреплена в пазе обтекателя посредством беззазорного клинового соединения, а остальные опоры установлены в пазах с возможностью перемещения вдоль оси лопасти.



 

Похожие патенты:

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

Изобретение относится к области кумулятивных кассетных боеприпасов. .

Изобретение относится к боеприпасам, а более конкретно к кассетным, в оболочке которых содержится множество отдельных поражающих элементов преимущественно осколочно-кумулятивного действия.

Изобретение относится к военной технике, а именно к хвостовым блокам вращающихся реактивных снарядов. .

Изобретение относится к военной технике, а именно к аэродинамическому стабилизирующему оперению вращающегося реактивного снаряда. .

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

Изобретение относится к устройствам фиксации, в частности к устройствам фиксации складывающихся аэродинамических поверхностей летательных аппаратов в сложенном положении

Изобретение относится к вращающимся реактивным снарядам систем залпового огня

Беспилотный летательный аппарат содержит продольный корпус, снабженный X-образными аэродинамическими поверхностями, каждая из которых выполнена складывающейся, с поворотной частью относительно оси, расположенной вдоль корпуса на неподвижной, корневой части аэродинамической поверхности на расстоянии от вертикальной плоскости симметрии беспилотного летательного аппарата, приводы поворотных частей аэродинамических поверхностей, узлы подвески под самолет-носитель, расположенные в верхней части корпуса, и систему управления. В сложенном состоянии поворотные части верхних X-образных аэродинамических поверхностей прилегают к боковым стенкам поверхности корпуса. Поворотные части нижних X-образных аэродинамических поверхностей прилегают к нижней стенке поверхности корпуса, который снабжен продольными выступами, расположенными напротив концевых кромок верхних аэродинамических поверхностей. Изобретение направлено на уменьшение вероятности повреждения концевых кромок поворотных частей при эксплуатации. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и касается складных аэродинамических поверхностей и механизмов их раскрытия. Раскрываемый руль ракеты состоит из фиксируемой в раскрытом положении складываемой части руля, корневой части, поршня. Корневая часть шарнирно соединена со складываемой частью и жестко закреплена в приводе управления рулем, установленном в корпусе ракеты с возможностью поворота. Поршень установлен в приводе управления рулем с возможностью продольного перемещения и соединен со складываемой частью при помощи кинематической цепи. В корневой части руля шарнирно закреплена качалка. В качалке и в корневой части выполнены прорези. Один конец качалки шарнирно соединен со штоком, а второй шарнирно связан с соединительными звеньями, которые расположены в прорезях складываемой части и качалки. Звенья шарнирно соединены со складываемой частью. На раскрываемой части руля выполнен зуб, обеспечивающий в рабочем положении с одной стороны взаимодействие с корпусом корневой части, а с другой с двумя подпружиненными защелками, шарнирно закрепленными на корневой части. Корневая часть формирует внешний обвод корпуса ракеты. Достигается эффективная фиксация руля в рабочем положении в корпусе ракеты, используя при этом минимально возможный зазор между внутренним обводом транспортно-пускового стакана и корпусом ракеты. 7 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Устройство фиксации в сложенном положении консолей крыла беспилотного летательного аппарата содержит корпус, в котором в деформированном состоянии установлена пружина сжатия, ось которой параллельна срединной плоскости консоли крыла, фиксирующий узел, контактирующий с пружиной и установленный с возможностью перемещения вдоль оси в сложенном положении консолей крыла. В состав фиксирующего узла входят два упорных ролика, каждый из которых входит в выемку на законцовке консоли крыла. Фиксирующий узел позволяет обеспечить фиксацию двух консолей крыла одновременно в сложенном положении. Изобретение направлено на многократную фиксацию и освобождение двух консолей крыла одновременно, обеспечение надежности и технологичности. 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и касается складываемых аэродинамических поверхностей и механизмов их раскрытия. Раскрываемый руль ракеты состоит из вала, установленного в корпусе ракеты с возможностью поворота, аэродинамической поверхности, жестко фиксируемой в раскрытом положении и шарнирно соединенной с валом, механизма раскрытия руля, содержащего подпружиненный толкатель. Толкатель соединен с аэродинамической поверхностью кинематической цепью. Механизм раскрытия руля установлен на корпусе ракеты по направлению полета ракеты перпендикулярно оси вращения руля и выполнен в виде шарнирно установленной на валу качалки с прорезью. В качалке установлен ролик. На ролике выполнена канавка, в которой размещен трос, один конец которого закреплен в подпружиненном толкателе, а другой конец шарнирно соединен с аэродинамической поверхностью. При этом аэродинамическая поверхность выполнена цельной. Достигается создание раскрываемого руля ракеты с малогабаритным валом и узкопрофильной аэродинамической поверхностью, размещаемого при этом в минимальном зазоре между внутренним обводом транспортно-пускового стакана и корпусом ракеты в сложенном положении. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Складываемая аэродинамическая поверхность содержит центроплан и шарнирно соединенную с ним панель, расположенную в центроплане соосно оси складывания и с возможностью контакта толкателя и винтового штока. Шток установлен в двух соосных цилиндрических отверстиях, одно из которых расположено в центроплане и выполнено с винтовыми пазами, в которых размещены выступы винтового штока, а другое отверстие выполнено в панели. Шток и отверстие в панели образуют подвижное шлицевое соединение. На торце шлицевой части штока выполнено резьбовое отверстие соосно оси штока, а в стенке центроплана со стороны этого торца выполнено отверстие для доступа к резьбовому отверстию. В центроплане выполнен регулируемый по высоте выступ для упора панели при повороте на угол раскрытия. Изобретение направлено на улучшение аэродинамических характеристик и рациональное использование энергетики привода. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Складываемая аэродинамическая поверхность с двумя линиями складывания содержит центроплан, корневую и концевую панель, оси складывания которых параллельны оси корпуса летательного аппарата, силовой привод корневой панели, установленный в центроплане и регулируемый по длине шток, установленный в корневой панели для взаимодействия с концевой панелью. Шток установлен с возможностью прямолинейного перемещения и контакта своим торцом под действием пружины сжатия с профилированным пазом, выполненным в центроплане, а другим своим торцом, имеющим скос, с профилированным зубом, выполненным в концевой панели. Изобретение направлено на упрощение конструкции с двумя линиями складывания. 3 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники. Раскрываемый руль ракеты состоит из фиксируемого в раскрытом положении шарнирно закрепленного на корпусе ракеты руля и механизма раскрытия руля с приводом. Руль снабжен крышкой и механизмом закрытия крышки. Крышка состоит из двух шарнирно соединенных и подпружиненных друг относительно друга частей и тяги, шарнирно связанной с одной из частей крышки. Механизм закрытия крышки содержит корпус, шарнирно соединенный с корпусом ракеты, подпружиненный шток, установленный в корпусе с возможностью продольного перемещения и шарнирно соединенный с качалкой, установленной на корпусе ракеты с возможностью поворота. Качалка шарнирно соединена с тягой крышки. Изобретение направлено на улучшение обтекаемости ракеты. 6 ил.
Наверх