RU2071027C1

RU2071027C1 - Ракета

Info

Publication number: RU2071027C1
Application number: RU95112017A
Authority: RU
Inventors: И.М. Арашкевич; В.Н. Белобрагин; О.Г. Борисов; Г.А. Денежкин; Н.А. Макаровец; Л.И. Обозов; В.И. Подчуфаров; Н.М. Проскурин; Б.М. Романовцев; В.В. Семилет
Original assignee: Государственное научно-производственное предприятие "Сплав"
Priority date: 1995-07-11
Filing date: 1995-07-11
Publication date: 1996-12-27
Also published as: RU95112017A

Abstract

Использование: реактивные системы залпового огня с повышенной кучностью стрельбы, предназначенные для вооружения ракетно-артиллерийских частей сухопутных войск. Сущность изобретения: ракета содержит боевую часть, ракетный двигатель и аэродинамический стабилизатор с косопоставленными лопастями. Ракета снабжена газодинамической системой угловой стабилизации с соплами, размещенными впереди центра масс ракеты на удалении (9-12) L_cт• Н/L. Лопасти стабилизатора установлены так, что предельно допустимый угол наклона каждой из лопастей стабилизатора к продольной оси ракеты составляет 0,8-1,2 среднего для всех лопастей стабилизатора значения этого угла. Начальные толщины горящих сводов зарядов твердого топлива системы угловой стабилизации и ракетного двигателя определены соотношением е_сус/е_дв = К•U_1сус/U_1дв, где L_ст - расстояние между центром масс ракеты и серединой корневой хорды лопасти стабилизатора; Н - размах лопастей стабилизатора; L- длина ракеты; е_сус и е_дв - начальные толщины горящих сводов зарядов твердого топлива системы угловой стабилизации и ракетного двигателя соответственно; U_1сус и U_1дв - коэффициенты в законах скорости горения топлив зарядов твердого топлива системы угловой стабилизации и ракетного двигателя соответственно; К - расчетно-экспериментальный коэффициент, зависящий от уровней рабочего давления в камерах сгорания системы угловой стабилизации и ракетного двигателя и определяемый особенностями конструкции этих узлов. 3 ил.

Description

Изобретение относится к ракетам (реактивным снарядам) ракетных (реактивных) систем (комплексов) залпового огня, снабженным, преимущественно, газодинамическими системами управления (стабилизации).

Объект изобретения представляет собой ракету реактивной системы залпового огня с повышенной кучностью стрельбы, предназначен для вооружения ракетно-артиллерийских частей сухопутных войск и может найти широкое применение в области ракетной техники.

Для успешной борьбы со многими наземными целями в настоящее время широко применяются реактивные системы залпового огня. В состав каждой из таких систем входят реактивные (ракетные) снаряды (ракеты), каждый из которых снабжен моноблочной или кассетной головной частью, твердотопливным ракетным двигателем и аэродинамическим стабилизатором.

Так, известны ракетные снаряды М8 и М13, обеспечивающие поражение площадных целей (см. например, Куров В.Д. Должанский Ю.М. Основы проектирования пороховых ракетных снарядов. М. Оборонгиз 1961, с.11, фиг.1.7), принятые за аналоги. Они содержат реактивный двигатель на баллиститном твердом ракетном топливе, аэродинамический стабилизатор и головную часть. Достоинством этих снарядов является возможность нанесения внезапного массированного удара по групповым площадным целям при простоте конструкции, обслуживания и боевого применения.

В то же время достигнутые для этих снарядов характеристики кучности стрельбы (величина отклонения точек падения снарядов залпа от центра их группирования) не обеспечивают достаточно эффективного поражения целей.

Общими признаками с предлагаемой авторами ракетой является наличие в составе ракетных снарядов аналогов аэродинамического стабилизатора, ракетного двигателя на твердом топливе и головной части.

В настоящее время для повышения кучности и, следовательно, эффективности стрельбы широкое применение нашли различные системы закрутки и проворота ракет, позволяющие осреднить газодинамический эксцентриситет его двигателя и аэродинамический эксцентриситет ракеты в целом, и тем самым обеспечить повышение характеристик кучности стрельбы по сравнению с непроворачивающимися снарядами.

Поэтому наиболее близкой по технической сущности и достигаемому техническому эффекту к изобретению является запускаемая из трубы ракета с разрушаемой воздушной турбиной по патенту США N 4497460, принятая за прототип. Она имеет корпус с установленными под углом стабилизаторами и носовыми рулями, расположенную в переднем конце корпуса боевую часть и последовательно размещенные в корпусе за боевой частью заряд твердого ракетного топлива и сопло (ракетный двигатель), а также турбину, передняя часть которой, выполненная в виде цилиндрической втулки, образует часть раструба сопла, а на задней части выполнены лопатки.

Ракета, принятая за прототип, функционирует следующим образом. При истечении через сопло выхлопных газов, образующихся при сгорании заряда твердого топлива, потенциальная энергия твердого ракетного топлива преобразуется в кинетическую энергию движущейся ракеты. За счет взаимодействия набегающего потока с лопатками турбины осуществляется начальная закрутка ракеты, поддерживаемая на траектории полета косопоставленными лопастями аэродинамического стабилизатора с существенным нарастанием частоты вращения на сверхзвуковой скорости. Проворот ракеты на траектории осредняет газодинамический эксцентриситет ее двигателя и аэродинамический эксцентриситет ракеты в целом, обеспечивая повышение характеристик кучности стрельбы по сравнению с непроворачивающимися снарядами.

В то же время при увеличении дальности стрельбы свыше 35-40 км, достигнутые для таких ракет характеристики кучности стрельбы (величина отклонения точек падения снарядов залпа от центра их группирования) не обеспечивают достаточно эффективного поражения целей. Проведенные экспериментально-теоретические исследования по дальнейшей оптимизации соотношений геометрических параметров узлов снаряда заметных результатов по улучшению характеристик кучности стрельбы системы не дали.

Общими признаками с предлагаемой ракетой являются наличие в ракете-прототипе раскрывающегося после выхода из направляющей аэродинамического стабилизатора, боевой части и ракетного двигателя. В отличие от прототипа предлагаемая ракета снабжена газодинамической системой угловой стабилизации с соплами, размещенными впереди центра масс ракеты на удалении (9-12) L_ст•Н/L, лопасти стабилизатора установлены так,что предельно допустимый угол наклона каждой из лопастей стабилизатора к продольной оси ракеты составляет 0,8-1,2 среднего для всех лопастей стабилизатора значения этого угла, при этом начальные толщины горящих сводов зарядов твердого топлива системы угловой стабилизации и ракетного двигателя определены соотношением:
е_сус/е_дв К•U_1сус/U_1дв,
где L_ст расстояние между центром масс ракеты и серединой корневой хорды лопасти стабилизатора;
Н размах лопастей стабилизатора;
L длина ракеты;
е_cуc и е_дв начальные толщины горящих сводов зарядов твердого топлива системы угловой стабилизации и ракетного двигателя соответственно;
U_1сус и U_1дв коэффициенты в законах скорости горения топлив зарядов твердого топлива системы угловой стабилизации и ракетного двигателя соответственно;
К расчетно-экспериментальный коэффициент, зависящий от уровней рабочего давления в камерах сгорания системы угловой стабилизации и ракетного двигателя и определяемый особенностями конструкции этих узлов.

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

Целью изобретения является создание ракеты, обеспечивающей за счет создания оптимального режима работы системы угловой стабилизации (при минимальном усложнении ее конструкции) улучшение (по сравнению с прототипом) характеристик кучности стрельбы и, следовательно, эффективности поражения целей при стрельбе на дальности свыше 40 км.

Это достигается тем, что ракета, содержащая боевую часть, ракетный двигатель и аэродинамический стабилизатор с косопоставленными лопастями согласно изобретению снабжена газодинамической системой угловой стабилизации с соплами, размещенными впереди центра масс ракеты на удалении (9-12) L_cт•Н/L, лопасти стабилизатора установлены так, что предельно допустимый угол наклона каждой из лопастей стабилизатора к продольной оси ракеты составляет 0,8-1,2 среднего для всех лопастей стабилизатора значения этого угла, при этом начальные толщины горящих сводов зарядов твердого топлива системы угловой стабилизации и ракетного двигателя определены соотношением:
е_сус/е_дв К•U_1сус/U_1дв.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг.1 изображен общий вид ракеты; на фиг. 2 зависимость 1 величины потребного для парирования ветровых возмущений управляющего усилия и зависимость 2 ее разброса от положения сопел системы угловой стабилизации; на фиг. 3 зависимость 1 уровня нестабильности частоты вращения ракеты от соотношения начальных толщины горящих сводов зарядов твердого топлива системы угловой стабилизации и ракетного двигателя и зависимость 2 от отклонения предельно допустимого угла наклона каждой из лопастей стабилизатора к продольной оси ракеты от среднего для всех лопастей стабилизатора значения этого угла.

Ракета состоит из блока газодинамической системы угловой стабилизации 1 с соплами 2. аэродинамического стабилизатора 3 с косопоставленными лопастями 4, ракетного двигателя 5 и боевой части 6. Блок газодинамической системы угловой стабилизации 1 и ракетный двигатель 5 снабжены зарядами твердого топлива 7 и 8 соответственно.

Для смещения центра давления в сторону центра масс без потери устойчивости движения ракеты, и соответствующей минимизации номинала и разброса величины потребного управляющего усилия (уменьшающей инструментальные ошибки системы угловой стабилизации 1), сопла 2 системы угловой стабилизации 1 размещены впереди центра масс ракеты на удалении, составляющем 9-12 L_ст•Н/L.

Для реализации балансировочной схемы нагружения лопастей 4 стабилизатора 3 составляющими вращающего момента с целью уменьшения нестабильности частоты вращения ракеты, каждая из лопастей 4 стабилизатора 3 выполнена с предельно допустимым углом наклона к продольной оси ракеты в пределах 0,8-1,2 среднего для всех лопастей 4 стабилизатора 3 значения этого угла.

Для устранения дополнительных динамических ошибок системы угловой стабилизации 1, обусловленных изменением частоты вращения ракеты при увеличении ее скорости полета до 3М, путем реализации функциональной зависимости времени работы системы угловой стабилизации 1 от времени работы ракетного двигателя 5, начальные толщины горящих сводов зарядов твердого топлива 7 системы угловой стабилизации 1 и 8 ракетного двигателя 5 определены соотношением
е_сус/е_дв К•U_1сус/U_1дв.

Кроме того, на чертеже показаны и обозначены: длина L ракеты, положение центра масс Ц. М. и центра давления Ц.Д. ракеты, управляющее усилие F_сус, расстояния от центра масс ракеты до поперечной плоскости, проходящей через середину корневой хорды лопасти 4 стабилизатора 3 L_ст и от центра масс ракеты до плоскости сопел 2 (плоскости действия управляющей силы F_сус газодинамической системы угловой стабилизации 1 L_cус, угол "альфа" наклона лопасти 4 к продольной оси ракеты, размах стабилизатора Н.

Ракета работает следующим образом.

При старте ракеты одновременно запускаются двигатель 5 и блок газодинамической системы угловой стабилизации 1. За счет взаимодействия ведущего штифта ракеты с винтовыми пазами направляющей осуществляется ее начальная закрутка, поддерживаемая на траектории полета косопоставленными лопастями 4 аэродинамического стабилизатора 3. За счет истечения продуктов сгорания заряда 7 из сопел 2 по нормали к продольной оси ракеты блок газодинамической системы угловой стабилизации 1 создает корректирующее усилие, значение которого соответствует величине возмущающей силы, а направление действия направлению, противоположному направлению действия возмущающей силы. В полете по траектории на ракету действуют ветровые возмущения, создающие опрокидывающий момент тем больший, чем больше удаление стабилизатора 3 от центра масс ракеты и чем больше размах лопастей 4 стабилизатора 3 (чем дальше центр давления ракеты удален от ее центра масс). Уменьшение величины удаления стабилизатора 3 от центра масс ракеты или уменьшение размаха лопастей 4 ведет к потере устойчивости полета ракеты и ухудшению кучности стрельбы. В изобретении смещение центра давления к центру масс ракеты без потери устойчивости достигается благодаря оптимальному выбору места расположения сопел 2 газодинамической системы угловой стабилизации 1 (оптимизацией места выдува продуктов сгорания заряда 7). В этом случае структура обтекания ракеты набегающим воздушным потоком при взаимодействии с выдуваемыми струями изменяется так, что суммарный центр давления смещается к центру масс ракеты, решая задачи снижения номинала величины управляющей силы и ее разброса (графики 1 и 2 на фиг. 2 соответственно) и снижая, тем самым, уровень инструментальных ошибок газодинамической системы угловой стабилизации 1.

Как показали экспериментально-теоретические исследования, при удалении сопел 2 газодинамической системы угловой стабилизации 1 от центра масс свыше 12 L_ст•H/L, а удаление сопел 2 газодинамической системы угловой стабилизации 1 от центра масс меньше 9 L_ст•H/L не обеспечивает смещения центра давления ракеты, достаточного для проявления описанного эффекта.

Выполнение какой-либо из лопастей 4 стабилизатора 3 с углом наклона к продольной оси ракеты меньшим 0,8 или большим 1,2 среднего для всех лопастей 4 стабилизатора 3 значения этого угла вызывает увеличение дисбаланса составляющих вращающего момента, приводящего к нестабильности частоты вращения ракеты на дозвуковых скоростях полета (график 2 фиг.3) и возникновению дополнительных динамических ошибок системы угловой стабилизации 1.

Одновременно, невыполнение указанного выше соотношения горящих сводов зарядов твердого топлива 7 блока системы угловой стабилизации 1 и 8 ракетного двигателя 5, система угловой стабилизации 1 либо имеет время работы, недостаточное для парирования ветровых возмущений, либо продолжает работать во время резкого изменения частоты вращения ракеты, связанного с ростом скорости полета (график 1 фиг.3), что также приводит к возникновению дополнительных динамических ошибок системы угловой стабилизации 1.

Выполнение ракеты в соответствии с изобретением позволило: в значительной степени парировать действующие на ракету ветровые возмущения и существенно улучшить характеристики кучности стрельбы; значительно уменьшить зависимость инструментальной ошибки системы угловой стабилизации от разброса величины управляющего усилия, обусловленного инструментальными погрешностями изготовления системы угловой стабилизации; исключить дополнительные динамические ошибки системы угловой стабилизации, связанные с отсутствием в системе угловой стабилизации настройки частоты переключений системы угловой стабилизации на частоту вращения реактивного снаряда, за счет создания оптимального режима работы системы угловой стабилизации (при минимальном усложнении ее конструкции).

Все вместе взятое позволило резко повысить характеристики кучности стрельбы и даже на дальностях свыше 40 км улучшить их по сравнению с прототипом в 2 раза.

Указанный положительный эффект подтвержден летно-конструкторскими испытаниями опытных образцов комплекса, выполненного в соответствии с изобретением (отчет. инв. N 45907).

В настоящее время ведется разработка рабочей конструкторской документации, запланированы изготовление и предварительные испытания опытных образцов, намечено серийное производство комплекса.

Claims

Ракета, содержащая боевую часть, ракетный двигатель и аэродинамический стабилизатор с косопоставленными лопастями, отличающаяся тем, что она снабжена газодинамической системой угловой стабилизации с соплами, размещенными впереди центра масс ракеты на удалении (9 12) L_с _т • H / L, лопасти стабилизатора установлены так, что предельно допустимый угол наклона каждой из лопастей стабилизатора к продольной оси ракеты составляет 0,8 1,2 среднего для всех лопастей стабилизатора значения этого угла, при этом начальные толщины горячих сводов зарядов твердого топлива системы угловой стабилизации и ракетного двигателя определены соотношением
е_с _у _с / е_д _в K • U₁ _с _у _с / U₁ _д _в,
где L_с _т расстояние между центром масс ракеты и серединой корневой хорды лопасти стабилизатора;
H размах лопастей стабилизатора;
L длина ракеты;
е_с _у _с и е_д _в начальные толщины горящих сводов зарядов твердого топлива системы угловой стабилизации и ракетного двигателя соответственно;
U₁ _с _у _с и U₁ _д _в коэффициенты в законах скорости горения топлив зарядов твердого топлива системы угловой стабилизации и ракетного двигателя соответственно;
К расчетно-экспериментальный коэффициент, зависящий от уровней рабочего давления в камерах сгорания системы угловой стабилизации и ракетного двигателя и определяемый особенностями конструкции этих узлов.