Стабилизатор сверхзвукового реактивного снаряда

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к реактивным снарядам систем залпового огня. Передние и задние кромки лопастей выполнены в виде сочетания плоского притупления шириной 0,1...0,3 средней вдоль размаха толщины лопасти и клина с выпуклой стороны лопасти с углом 7°...12° в плоскости, перпендикулярной кромкам. Ширина плоского притупления постоянна вдоль размаха лопасти. Участки передней и задней кромок лопасти, прилегающие к концевой хорде лопасти, выполнены скругленными радиусом, равным 2...7 толщинам лопасти в концевой части. Отношение корневой хорды лопасти к ее высоте, определяемой по формуле h=(H-do)/2, выполнено в пределах 1,5...3,0, где h - высота лопасти, Н - размах стабилизатора, dо - диаметр обтекателя. Изобретение позволяет увеличить дальность полета сверхзвукового реактивного снаряда, улучшить характеристики кучности снаряда за счет уменьшения разброса коэффициента сопротивления стабилизатора и аэробаллистических характеристик снаряда, увеличить дальность полета за счет минимизации геометрических параметров лопастей и уменьшения их сопротивления, повысить надежность функционирования. 1 ил.

 

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

Объект изобретения представляет собой стабилизатор к реактивному снаряду системы залпового огня повышенной эффективности и дальности стрельбы.

Реактивные системы залпового огня широко применяются для борьбы со многими площадными и крупномасштабными наземными целями.

Стабилизация реактивного снаряда осуществляется с помощью аэродинамических стабилизаторов. Так, известны реактивные снаряды М8, М13, обеспечивающие поражение крупноразмерных целей (см., например, Куров В.Д., Должанский Ю.М. Основы проектирования пороховых ракетных снарядов. - М.: Оборонгиз. 1961, с.11), принятые за аналоги. В их конструкции используются стабилизаторы, содержащие прочноскрепленные с корпусом (обтекателем) лопасти.

Задачей данного технического решения являлось обеспечение устойчивого полета реактивного снаряда. Однако наличие нераскрывающегося стабилизатора не позволяет разместить на пусковой установке большое количество реактивных снарядов, что снижает эффективность применения системы.

Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией стабилизатора реактивного снаряда является наличие в составе аналогов стабилизатора, содержащего обтекатель и лопасти.

Опыт эксплуатации систем залпового огня показал, что наиболее рациональным решением является размещение реактивного снаряда перед пуском и запуск их из трубчатых направляющих. Лопасти стабилизатора находятся в сложенном положении перед пуском, а после выхода из направляющей раскрываются.

Известен стабилизатор реактивного снаряда М-21OФ (см. Боевая машина БМ-21. Техническое описание и инструкция по эксплуатации. - М. Военное издательство МО СССР 1977, с.74-75). Он содержит обтекатель с установленными на нем раскрывающимися дугообразными лопастями.

Лопасти в раскрытом состоянии устанавливаются под определенным углом к продольной оси обтекателя, благодаря чему обеспечивается вращение снаряда в полете и стрельба на заданную дальность. Однако угловая скорость вращения реактивного снаряда с указанным стабилизатором изменяется в широких пределах, достигая максимального значения в конце активного участка траектории (АУТ) и минимального в вершине траектории, что при увеличении дальности стрельбы существенно снижает характеристики эффективности. Известно, что для каждого типа реактивного снаряда существует допустимый диапазон изменения угловой скорости вращения исходя из условий нормального функционирования, прочности и полета с минимальными углами атаки на требуемую дальность.

Разработка реактивных снарядов повышенной дальности стрельбы приводит к необходимости повышения боевой эффективности и надежности функционирования. И указанные стабилизаторы не обеспечивают требуемые характеристики боевой эффективности и надежности функционирования.

Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией стабилизатора сверхзвукового реактивного снаряда является наличие обтекателя с установленными на нем раскрывающимися дугообразными лопастями.

Наиболее близким по технической сути и достигаемому техническому результату является стабилизатор реактивного снаряда по патенту РФ №2176066, МПК F42B 15/00, принятый авторами за прототип.

Стабилизатор содержит обтекатель с установленными на нем раскрывающимися дугообразными лопастями. Передние и задние кромки лопастей выполнены несимметричной формы.

Такая конструкция стабилизатора позволяет осуществлять более быструю раскрутку реактивного снаряда на начальном участке АУТ, уменьшить скорость вращения реактивного снаряда в конце АУТ и увеличить ее на пассивном участке. За счет уменьшения диапазона изменения скорости вращения на траектории повышается надежность функционирования и боевая эффективность реактивного снаряда. Но при дальнейшем повышении дальности стрельбы, а следовательно, скорости полета из-за увеличения разброса коэффициента сопротивления стабилизатора и невысоких аэробаллистических характеристик не обеспечиваются требуемые характеристики кучности снаряда.

Задачей данного технического решения являлось создание стабилизатора реактивного снаряда, обеспечивающего повышение боевой эффективности снаряда и надежности функционирования за счет уменьшения диапазона изменения скорости вращения на траектории.

Общими признаками с заявляемым техническим решением являются наличие в стабилизаторе-прототипе обтекателя с установленными на нем раскрывающимися дугообразными лопастями, имеющими несимметричную форму передних и задних кромок.

В отличие от прототипа в предлагаемом стабилизаторе сверхзвукового реактивного снаряда передние и задние кромки лопастей выполнены в виде сочетания плоского притупления шириной 0,1...0,3 средней вдоль размаха толщины лопасти и клина с выпуклой стороны лопасти с углом 7°...12° в плоскости, перпендикулярной кромкам, ширина плоского притупления постоянна вдоль размаха лопасти, а участки передней и задней кромок лопасти, прилегающие к концевой хорде лопасти, выполнены скругленными радиусом, равным 2...7 толщинам лопасти в концевой части, при этом отношение корневой хорды лопасти к ее высоте, определяемой по формуле h=(Н-do)/2, выполнено в пределах 1,5...3,0, где h - высота лопасти, Н - размах стабилизатора, do - диаметр обтекателя.

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, на которые распространяется испрашиваемый объем правовой защиты, во всех случаях достаточны.

Задачей предлагаемого изобретения является создание стабилизатора сверхзвукового реактивного снаряда с увеличенной дальностью полета, улучшение характеристик кучности снаряда за счет уменьшения разброса коэффициента сопротивления стабилизатора и аэробаллистических характеристик, увеличение дальности за счет минимизации геометрических параметров лопастей и уменьшения их сопротивления.

Указанный технический результат достигается тем, что в стабилизаторе сверхзвукового реактивного снаряда, содержащем обтекатель с установленными на нем раскрывающимися дугообразными лопастями, имеющими несимметричную форму передних и задних кромок, согласно изобретению передние и задние кромки лопастей выполнены в виде сочетания плоского притупления шириной 0,1...0,3 средней вдоль размаха толщины лопасти и клина с выпуклой стороны лопасти с углом 7°...12° в плоскости, перпендикулярной кромкам, ширина плоского притупления постоянна вдоль размаха лопасти, а участки передней и задней кромок лопасти, прилегающие к концевой хорде лопасти, выполнены скругленными радиусом, равным 2...7 толщинам лопасти в концевой части, при этом отношение корневой хорды лопасти к ее высоте, определяемой по формуле h=(Н-do)/2, выполнено в пределах 1,5...3,0, где h - высота лопасти, Н - размах стабилизатора, do - диаметр обтекателя.

Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между параметрами стабилизатора позволяют, в частности, за счет выполнения:

- передних и задних кромок лопастей в виде сочетания плоского притупления шириной 0,1...0,3 средней вдоль размаха толщины лопасти и клина с выпуклой стороны лопасти с углом 7°...12° в плоскости, перпендикулярной кромкам - улучшить характеристики кучности снаряда за счет уменьшения разброса коэффициента сопротивления лопастей стабилизатора в полете при сверхзвуковых скоростях, уменьшить сопротивление стабилизатора. При ширине притупления кромок менее 0,1 средней вдоль размаха толщины лопасти и угле клина менее 7° в полете при больших сверхзвуковых скоростях за счет аэродинамического нагрева происходит деформация и искривление кромок, оплавление, что приводит к увеличению сопротивления стабилизатора, разбросу коэффициента сопротивления и аэробаллистических характеристик реактивного снаряда, а следовательно, к ухудшению характеристик кучности. Увеличение ширины притупления кромок свыше 0,3 средней толщины лопасти и угле клина более 12° приводит к увеличению сопротивления лопастей и уменьшению дальности полета реактивного снаряда;

- ширины плоского притупления постоянной вдоль размаха лопасти - повысить жесткость кромок, исключить их деформацию, искривление как в полете, так и в процессе производства при гибке и в связи с этим уменьшить разброс коэффициента сопротивления стабилизатора и аэробаллистических характеристик реактивного снаряда, улучшить характеристики кучности;

- участков передней и задней кромок лопасти, прилегающих к концевой хорде лопасти скругленными радиусом, равным 2...7 толщинам лопасти в концевой части - уменьшить сопротивление стабилизатора и реактивного снаряда, увеличить в связи с этим дальность, повысить надежность функционирования и характеристики кучности за счет увеличения жесткости лопастей. Выполнение радиуса округления кромок менее 2 толщин лопасти приводит к увеличению сопротивления лопастей, снижает надежность функционирования за счет появления углов атаки из-за срывных течений в концевой части лопасти. При увеличении радиуса округления кромок свыше 7 толщин лопасти уменьшается подъемная сила стабилизатора, устойчивость реактивного снаряда и стабилизирующий момент, что ухудшает характеристики кучности реактивного снаряда;

- отношения корневой хорды лопасти к ее высоте, определяемой по формуле h=(Н-do)/2, в пределах 1,5...3,0 (h - высота лопасти, Н - размах стабилизатора, do - диаметр обтекателя) - уменьшить сопротивление стабилизатора за счет минимизации геометрических параметров лопастей и увеличить дальность полета, значительно улучшить характеристики кучности за счет уменьшения ветровой чувствительности. Уменьшение отношения корневой хорды лопасти к ее высоте менее 1,5 при обеспечении идентичности несущих свойств стабилизатора и аэродинамических характеристик реактивного снаряда на дозвуковых и околозвуковых скоростях приводит к их снижению при сверхзвуковых скоростях, что неблагоприятно с точки зрения обеспечения требуемого запаса устойчивости в конце АУТ. Кроме этого, возрастают деформации лопастей в месте соединения с обтекателем за счет изгибающих моментов, увеличивается вероятность появления крутильных колебаний относительно оси, перпендикулярной оси обтекателя стабилизатора. При отношении корневой хорды лопасти к ее высоте свыше 3,0 уменьшается коэффициент подъемной силы стабилизатора, смещается центр давления к носовой части реактивного снаряда, в результате чего уменьшается запас устойчивости, коэффициент стабилизирующего момента. Снижение несущих свойств стабилизатора приводит к появлению углов атаки, ухудшению характеристик кучности, снижается надежность функционирования.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где изображен общий вид стабилизатора сверхзвукового реактивного снаряда.

Стабилизатор состоит из обтекателя 1, раскрывающихся дугообразных лопастей 2, передние и задние кромки которых выполнены несимметричной формы в виде сочетания плоского притупления 3 шириной tпp=(0,1...0,3)tcp и клина 4 с углом β=7°...12° с выпуклой стороны А лопасти 2, где tcp - средняя вдоль размаха толщина лопасти. Ширина плоского притупления tпp постоянна вдоль размаха лопасти 2. Участки передней и задней кромок лопасти 2, прилегающие к ее концевой хорде Д, выполнены скругленными радиусом R, равным 2...7 толщинам tK концевой части лопасти. Отношение длины корневой хорды bo лопасти к ее высоты h, определяемой по формуле h=(Н-do)/2, выполнено в пределах 1,5...3,0 где h - высота лопасти, H - размах стабилизатора, dо - диаметр обтекателя.

Предлагаемый стабилизатор сверхзвукового реактивного снаряда работает следующим образом.

После запуска, когда снаряд движется по направляющей пусковой трубы, дугообразные лопасти 2 стабилизатора находятся в сложенном положении и охватывают обтекатель 1. После выхода из направляющей лопасти раскрываются (например, при помощи пружин) и снаряд начинает движение по траектории, при этом передние и задние кромки лопастей 2 с притуплением 3 и клином 4 взаимодействуют с набегающим потоком воздуха, обеспечивая устойчивое движение снаряда по траектории и исключая разброс коэффициента сопротивления и аэробаллистических характеристик снаряда.

За счет установки лопастей под углом к продольной оси обтекателя и выполнения передних и задних кромок лопастей несимметричной формы в виде сочетания плоского притупления 3 шириной tпp=(0,1...0,3)tcp и клина 4 с углом β=7°...12° с выпуклой стороны лопасти, а также обеспечения указанного выше соотношения параметров стабилизатора обеспечивается вращение сверхзвукового снаряда в допустимом диапазоне частот вращения, гарантирующем отсутствие раскачек и разрушений, что повышает надежность функционирования на траектории, улучшает характеристики кучности снаряда за счет уменьшения разброса коэффициента сопротивления стабилизатора и аэробаллистических характеристик, увеличение дальности за счет минимизации геометрических параметров лопастей и уменьшения их сопротивления.

Предлагаемая форма передних и задних кромок лопастей стабилизатора в виде сочетания плоского притупления 3 и клина 4 при полете с большими сверхзвуковыми скоростями (М>3) обеспечивает неизменность заданной формы кромок. Отсутствует их деформация, оплавление. В результате чего уменьшается разброс коэффициента сопротивления стабилизатора и аэробаллистических характеристик сверхзвукового снаряда и улучшаются характеристики кучности.

За счет уменьшения сопротивления лопастей при предлагаемой форме кромок и оптимизации геометрических параметров лопастей происходит увеличение дальности полета по сравнению с прототипом.

Кроме того, повышается надежность функционирования за счет уменьшения диапазона изменения скорости вращения снаряда в полете и обеспечения нулевых углов атаки.

Указанный положительный эффект подтвержден летно-конструкторскими испытаниями образцов реактивных снарядов залпового огня, выполненных в соответствии с предлагаемым изобретением.

Предложенное техническое решение позволило разработать снаряд с увеличенной дальностью стрельбы, улучшенной кучностью, обеспечить надежность функционирования.

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

Стабилизатор сверхзвукового реактивного снаряда, содержащий обтекатель с установленными на нем раскрывающимися дугообразными лопастями, имеющими несимметричную форму передних и задних кромок, отличающийся тем, что передние и задние кромки лопастей выполнены в виде сочетания плоского притупления шириной 0,1...0,3 средней вдоль размаха толщины лопасти и клина с выпуклой стороны лопасти с углом 7...12° в плоскости, перпендикулярной кромкам, ширина плоского притупления постоянна вдоль размаха лопасти, а участки передней и задней кромок лопасти, прилегающие к концевой хорде лопасти, выполнены скругленными радиусом, равным 2...7 толщинам лопасти в концевой части, при этом лопасть выполнена с отношением ее корневой хорды к высоте h, определяемой по формуле h=(H-do)/2, в пределах 1,5...3,0, где h - высота лопасти, Н - размах стабилизатора, dо - диаметр обтекателя.



 

Похожие патенты:

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

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 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