RU2182309C1

RU2182309C1 - Tail unit of spin-stabilized missile

Info

Publication number: RU2182309C1
Application number: RU2001122029/02A
Authority: RU
Inventors: А.Я. Черемисин; Г.А. Денежкин; В.К. Слемзин; Л.Г. Бондарев; В.И. Трегубов; Ю.П. Услугин; Г.А. Кравченко; Н.Б. Королева; В.Е. Ерохин; Е.А. Шубкин
Original assignee: Государственное унитарное предприятие Бийское производственное объединение "Сибприбормаш"
Priority date: 2001-08-08
Filing date: 2001-08-08
Publication date: 2002-05-10

Abstract

FIELD: military equipment, in particular, tail units of spin- stabilized missiles. SUBSTANCE: the tail unit has a nozzle in the form of an entry cone and a bell mouth, fairing and a stabilizer with opening blades positioned on the fairing, the fairing front part freely rests on the nozzle entry cone, and the rear part is centered on the nozzle bell mouth by means of flexible cantilevers placed in the guide groove, the groove bearing surfaces are made congruently to the bearing surfaces of the cantilevers, the quantity of the cantilevers is multiple of the quantity of the blades, whose supports are installed in the fairing with a clearance of not exceeding 0.003 of the fairing outside diameter. The invention provides for production of ammunition with a reduced eccentricity of reactive thrust at flight speeds exceeding 2.5-3 M. EFFECT: enhanced accuracy of fire of missiles by 10 to 20%. 3 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетной техники и может найти применение при проектировании неуправляемых реактивных снарядов реактивных систем залпового огня. The invention relates to the field of rocketry and may find application in the design of unguided rockets of multiple launch rocket systems.

Для обеспечения устойчивого полета реактивного снаряда на траектории на его хвостовом блоке размещаются стабилизаторы, которые выполняются в виде раскрывающихся на траектории лопастей. To ensure a stable flight of a rocket, stabilizers are placed on the trajectory on its tail unit, which are made in the form of blades that open on the trajectory.

Известна конструкция снаряда, в которой используются складывающиеся лопасти (см. "Ракета со складывающимися стабилизаторами", патент ФРГ 1950638, Р. Ж. "Вооружение", 13, 1968, с.31). Хвостовой блок указанной ракеты представляет собой сопло, вокруг которого на осях закреплены раскрывающиеся в полете стабилизаторы. Такой хвостовой блок имеет в служебном обращении наружный диаметр, не превышающий калибр ракеты, что позволяет компактно разместить на пусковой установке большее количество ракет. A known design of the projectile, in which folding blades are used (see. "Rocket with folding stabilizers", FRG patent 1950638, R. Zh. "Armament", 13, 1968, p.31). The tail unit of this missile is a nozzle around which stabilizers that open during flight are fixed on the axes. Such a tail unit has in service circulation an outer diameter not exceeding the caliber of the rocket, which allows a compact placement of a larger number of missiles on the launcher.

Таким образом, задачей данного технического решения являлось уменьшение габаритных размеров хвостового блока и соответственно ракеты в служебном обращении. Thus, the objective of this technical solution was to reduce the overall dimensions of the tail unit and, accordingly, the missile in official circulation.

Общими признаками с предлагаемым авторами хвостовым блоком является сопло с закрепленными вокруг него на оcях стабилизаторами. A common feature with the tail unit proposed by the authors is a nozzle with stabilizers fixed around it on the axes.

Однако приведенная конструкция хвостового блока имеет недостатки, состоящие в том, что для получения требуемой точности стрельбы реактивного снаряда ему на всей траектории полета придается вращательное движение относительно продольной оси. Вращение обеспечивает осреднение аэродинамических возмущений реактивного снаряда и эксцентриситета реактивной тяги и тем самым повышает точностные характеристики стрельбы. Вращательное движения создается при взаимодействии набегающего потока воздуха с лопастями хвостового блока, установленными под углом к его продольной оси. However, the given design of the tail unit has drawbacks in that, in order to obtain the required accuracy of firing a rocket, a rotational movement relative to the longitudinal axis is given to it over the entire flight path. Rotation averages the aerodynamic disturbances of the rocket and the eccentricity of the jet propulsion and thereby increase the accuracy of the firing. Rotational motion is created by the interaction of the oncoming air flow with the tail unit blades mounted at an angle to its longitudinal axis.

Наиболее близким по технической сути и достигаемому техническому результату является хвостовой блок реактивного снаряда РСЗО "Град", имеющий в своей конструкции сопло, обтекатель и размещенный на обтекателе стабилизатор с раскрывающимися лопастями, принятый авторами за прототип (см. книгу "Боевая машина 9П138. Техническое описание и инструкция по эксплуатации. Часть III. Боеприпасы 9П138 Т02. Кн. 1".- М.: Воениздат, 1985, с. 12-13, рис.4). The closest in technical essence and the technical result achieved is the tail block of the Grad rocket launcher, which has in its design a nozzle, a cowl and a stabilizer with expandable blades placed on the cowl, adopted by the authors as a prototype (see book "Combat vehicle 9P138. Technical description and instruction manual. Part III. Ammunition 9P138 T02. Book 1 ".- M .: Military Publishing House, 1985, p. 12-13, Fig. 4).

К причинам, препятствующим достижению указанного ниже технического результата, при использовании известного хвостового блока, принятого за прототип, относится то, что он не обеспечивает высоких точностных характеристик стрельбы реактивным снарядом при повышении скорости его полета до 2,5-3 М. The reasons that impede the achievement of the technical result indicated below when using the well-known tail unit adopted as a prototype include the fact that it does not provide high accuracy characteristics of firing with a rocket when its flight speed is increased to 2.5-3 M.

Как показали испытания, при увеличении скорости полета реактивного снаряда в конце активного участка траектории до указанной выше величины значительно возрастают знакопеременные аэродинамические нагрузки на детали лопастного стабилизатора, которые воздействуют на детали сопла, вызывая его угловые отклонения от продольной оси. Эти отклонения вызывают появление нерасчетного эксцентриситета тяги двигателя реактивного снаряда и, следовательно, увеличенное рассеивание их траектории полета. Указанный недостаток является существенным, поскольку вызывает необходимость повышения прочностных характеристик деталей сопла за счет увеличения их массы, утяжеления конструкции блока и его удорожания. As tests have shown, with an increase in the flight speed of a rocket at the end of the active section of the trajectory to the above value, the alternating aerodynamic loads on the parts of the blade stabilizer, which act on the details of the nozzle, causing its angular deviations from the longitudinal axis, increase significantly. These deviations cause the appearance of an off-design eccentricity of the thrust of the rocket engine and, consequently, an increased dispersion of their flight path. This drawback is significant, since it necessitates increasing the strength characteristics of the nozzle parts by increasing their mass, making the block design heavier and more expensive.

Таким образом, задачей данного технического решения являлось повышение точностных характеристик стрельбы реактивного снаряда при скоростях полета, не превышающих 2,5-3 М, за счет придания вращательного движения относительно продольной оси. Thus, the objective of this technical solution was to increase the accuracy of firing rockets at flight speeds not exceeding 2.5-3 M, by imparting rotational motion relative to the longitudinal axis.

Общими признаками с предлагаемым авторами хвостовым блоком является наличие соплового блока, выполненного в виде сборки двух деталей - входного конуса и раструба и закрепленного на нем обтекателя с раскрывающимся лопастным стабилизатором. Common signs with the tail unit proposed by the authors is the presence of a nozzle block made in the form of an assembly of two parts - an inlet cone and a bell and a cowl fixed to it with a drop-down blade stabilizer.

В отличие от прототипа в предлагаемом авторами хвостовом блоке, передняя часть обтекателя свободно оперта на входной конус сопла, а задняя часть сцентрирована на раструбе сопла посредством упругих консолей размещенных в направляющей канавке, опорные поверхности канавки выполнены конгруэнтно опорным поверхностям консолей, причем количество консолей кратно количеству лопастей, которые установлены в обтекателе с зазором не более 0,003 наружного диаметра обтекателя. Unlike the prototype in the tail unit proposed by the authors, the front part of the fairing is freely supported on the nozzle inlet cone, and the back part is centered on the nozzle socket by means of elastic consoles located in the guide groove, the supporting surfaces of the groove are congruent to the supporting surfaces of the consoles, and the number of consoles is a multiple of the number of blades which are installed in the fairing with a gap of not more than 0.003 of the outer diameter of the fairing.

Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом. It is this that allows us to conclude that there is a causal relationship between the totality of the essential features of the claimed technical solution and the achieved technical result.

Указанные признаки, отличительные от прототипа и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой защиты, во всех случаях достаточны. These signs, distinctive from the prototype and to which the requested amount of legal protection applies, are sufficient in all cases.

Задачей предлагаемого изобретения является снижение эксцентриситета реактивной тяги, возникающего под действием аэродинамических нагрузок на элементы конструкции хвостового блока при скоростях полета более 2,5-3 М. The objective of the invention is to reduce the eccentricity of jet thrust arising under the influence of aerodynamic loads on structural elements of the tail unit at flight speeds of more than 2.5-3 M.

Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известном хвостовом блоке, содержащем сопло в виде входного конуса и раструба, обтекатель и размещенный на обтекателе стабилизатор с раскрывающимися лопастями, передняя часть обтекателя свободно оперта на входной конус сопла, а задняя часть сцентрирована на раструбе сопла посредством упругих консолей, размещенных в направляющей канавке, опорные поверхности канавки выполнены конгруэнтно опорным поверхностям консолей, причем количество консолей кратно количеству лопастей, опоры которых установлены в обтекателе с зазором не более 0,003 наружного диаметра обтекателя. The specified technical result during the implementation of the invention is achieved by the fact that in the known tail unit containing a nozzle in the form of an inlet cone and a bell, a cowl and a stabilizer with expandable blades placed on the cowl, the front part of the cowl is freely supported on the inlet cone of the nozzle, and the back is centered on the bell nozzles by means of elastic consoles placed in the guide groove, the supporting surfaces of the groove are congruent to the supporting surfaces of the consoles, and the number of consoles is a multiple but the number of blades, the supports of which are installed in the fairing with a gap of not more than 0.003 of the outer diameter of the fairing.

Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между деталями заявляемого хвостового блока позволяют, в частности, за счет выполнения:
- передней части обтекателя, свободно опертой на входной конус сопла, а задней части, сцентрированной на раструбе сопла посредством упругих консолей, размещенных в направляющей канавке, - исключить возникновение углового отклонения сопла под действием аэродинамических нагрузок при сверхзвуковых скоростях полета реактивного снаряда;
- опорных поверхностей канавки конгруэнтно опорным поверхностям консолей - исключить продольные динамические нагрузки обтекателя на сопловой блок вследствие возникновения повышенного люфта в продольном направлении;
количества консолей, кратного количеству лопастей, - исключить возникновение асимметрии нагрузок, действующих на стабилизатор;
- установки опор лопастей в обтекателе с зазором не более 0,003 наружного диаметра обтекателя - исключить раскачку реактивного снаряда на траектории при перемещении стабилизатора относительно продольной оси блока под действием аэродинамических нагрузок, при величине зазора более 0,003 наблюдается возникновение низкочастотных колебаний лопастей, приводящее к повышенным изгибным колебаниям снаряда и неустойчивому полету.A new set of structural elements, as well as the presence of connections between the details of the claimed tail unit allow, in particular, due to the following:
- the front part of the fairing, freely supported on the inlet cone of the nozzle, and the rear part, centered on the bell of the nozzle by means of elastic consoles placed in the guide groove, to eliminate the occurrence of angular deflection of the nozzle under the influence of aerodynamic loads at supersonic rocket speeds;
- the supporting surfaces of the groove congruent to the supporting surfaces of the consoles - to exclude the longitudinal dynamic loads of the fairing on the nozzle block due to increased backlash in the longitudinal direction;
the number of consoles, a multiple of the number of blades, to eliminate the occurrence of asymmetry of the loads acting on the stabilizer;
- installation of the blade supports in the fairing with a gap of not more than 0.003 of the outer diameter of the fairing - to exclude the rocket projectile swinging along the trajectory when the stabilizer is moving relative to the longitudinal axis of the block under aerodynamic loads, when the clearance value is more than 0.003, low-frequency oscillations of the blades occur, leading to increased bending vibrations of the projectile and erratic flight.

Сущность изобретения заключается в том, что хвостовой блок вращающегося реактивного снаряда, содержащий сопло в виде входного конуса и раструба, обтекатель и размещенный на обтекателе стабилизатор с раскрывающимися лопастями, в отличие от прототипа согласно изобретению передняя часть обтекателя свободно оперта на входной конус сопла, а задняя часть сцентрирована на раструбе сопла посредством упругих консолей, размещенных в направляющей канавке, опорные поверхности канавки выполнены конгруэнтно опорным поверхностям консолей, причем количество консолей кратно количеству лопастей, опоры которых установлены в обтекателе с зазором не более 0,003 наружного диаметра обтекателя. The essence of the invention lies in the fact that the tail block of a rotating rocket containing a nozzle in the form of an inlet cone and a bell, a fairing and a stabilizer with expandable blades placed on the fairing, in contrast to the prototype according to the invention, the front part of the fairing is freely supported on the inlet cone of the nozzle and the back the part is centered on the nozzle socket by means of elastic consoles placed in the guide groove, the supporting surfaces of the groove are congruent to the supporting surfaces of the consoles, the number of consoles is a multiple of the number of blades, the supports of which are installed in the fairing with a gap of not more than 0.003 of the outer diameter of the fairing.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг.1 изображен хвостовой блок с лопастями в раскрытом положении с частичным вырезом в конструкции, на фиг.2 показано дополнительное сечение блока плоскостью А-А, на котором представлено размещение упругих консолей в направляющей канавке, на фиг.3 - дополнительное сечение блока плоскостью Б-Б, на котором представлено расположение зазора между обтекателем и опорами лопасти. The invention is illustrated by the drawing, in which Fig. 1 shows a tail unit with blades in an open position with a partial cutaway in the structure, Fig. 2 shows an additional section of the unit with plane AA, which shows the placement of the elastic consoles in the guide groove, in Fig. 1. 3 - an additional section of the block by the plane BB, which shows the location of the gap between the fairing and the supports of the blade.

Предлагаемый хвостовой блок содержит сопло 1, включающее входной конус 2 и раструб 3, на сопле 1 размещен лопастной стабилизатор 4, состоящий из обтекателя 5, лопастей 6, осей 7, пружин кручения - сжатия 8; лопасти закреплены на обтекателе на двух опорах 9. Обтекатель сцентрирован на поверхности сопла 1 посредством упругих консолей 10, которые размещены в направляющей канавке 11 на раструбе 3; опоры 9 лопастей 6 установлены в обтекателе с зазором t. The proposed tail unit contains a nozzle 1, including an inlet cone 2 and a bell 3, on the nozzle 1 there is a blade stabilizer 4, consisting of a cowl 5, blades 6, axles 7, torsion springs - compression 8; the blades are mounted on the fairing on two supports 9. The fairing is centered on the surface of the nozzle 1 by means of elastic consoles 10, which are placed in the guide groove 11 on the socket 3; the supports 9 of the blades 6 are installed in the fairing with a gap t.

Вышеописанное устройство работает следующим образом. The above device operates as follows.

При движении вращающегося реактивного снаряда на траектории его стабилизация обеспечивается при помощи лопастного стабилизатора 4, закрепленного на сопле 1. При отклонении продольной оси реактивного снаряда от направления вектора скорости создается подъемная сила, которая действует знакопеременно на лопасти 6 и передается на обтекатель 5. Под действием этой силы происходит упругая деформация консолей 10, а также пружин 8, взаимодействующих с лопастями 6, расположенными в положении "на закрытие" и которые имеют возможность перемещения в пределах зазора t, ограничение перемещения обтекателя относительно входного конуса 2 и раструба 3 обеспечивается размещением упругих консолей 10 в направляющей канавке 11. Пружина 8 компенсирует аэродинамические нагрузки при перемещении лопасти в пределах зазора t. When the rotating missile moves along the trajectory, its stabilization is ensured by means of a blade stabilizer 4 mounted on the nozzle 1. When the longitudinal axis of the rocket deviates from the direction of the velocity vector, a lifting force is created that acts alternately on the blades 6 and is transmitted to the fairing 5. Under the action of this elastic deformation of the consoles 10, as well as the springs 8, interacting with the blades 6 located in the "close" position and which can be moved in At the end of the gap t, the restriction of the fairing movement relative to the inlet cone 2 and the bell 3 is ensured by placing the elastic consoles 10 in the guide groove 11. The spring 8 compensates for aerodynamic loads when moving the blade within the gap t.

Выполнение хвостового блока в соответствии с изобретением приводит к снижению эксцентриситета реактивной тяги, возникающего под действием аэродинамических нагрузок на элементы конструкции хвостового блока при скоростях полета более 2,5-3 М, и повышает точностные характеристики стрельбы вращающимися реактивными снарядами на 10-20%, а также повышает коэффициент массового совершенства конструкции на 5-10%. The implementation of the tail unit in accordance with the invention reduces the eccentricity of jet thrust arising under the influence of aerodynamic loads on the structural elements of the tail unit at flight speeds of more than 2.5-3 M, and increases the accuracy of firing by rotating rockets by 10-20%, and also increases the coefficient of mass design perfection by 5-10%.

Изобретение может быть использовано при разработке различных вращающихся боеприпасов, в том числе реактивных снарядов систем залпового огня. The invention can be used in the development of various rotating ammunition, including rockets of multiple launch rocket systems.

Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями опытных образцов хвостовых блоков выполненных в соответствии с изобретением. The specified positive effect is confirmed by testing prototypes of tail units made in accordance with the invention.

В настоящее время разработана конструкторская документация, проведены испытания, намечено серийное производство. Currently, design documentation has been developed, tests have been conducted, and mass production is scheduled.

Claims

The tail unit of a rotating missile containing a nozzle in the form of an inlet cone and a bell, a fairing and a stabilizer with expandable blades located on the fairing, characterized in that the front part of the fairing is freely supported on the inlet cone of the nozzle and the rear part is centered on the nozzle socket by means of elastic consoles, placed in the guide groove, the supporting surfaces of the groove are made congruent to the supporting surfaces of the consoles, and the number of consoles is a multiple of the number of blades, the supports of which are mounted Credited ducted with a clearance not more than 0.003 of the outer diameter of the fairing.