RU2207495C1

RU2207495C1 - Реактивный снаряд

Info

Publication number: RU2207495C1
Application number: RU2002103360A
Authority: RU
Inventors: Г.Б. Гилик; Н.А. Макаровец; А.Н. Иванов; Г.А. Денежкин; В.И. Подчуфаров; В.В. Семилет; А.В. Игнатенко; А.Ф. Куксенко; Л.С. Носов; Д.М. Петуркин; О.Л. Захаров; А.А. Каширкин; Л.И. Обозов; В.И. Трегубов
Original assignee: Государственное унитарное предприятие Брянский химический завод им. 50-летия СССР
Priority date: 2002-02-12
Filing date: 2002-02-12
Publication date: 2003-06-27

Abstract

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к реактивным снарядам систем залпового огня, и может быть использовано при вооружении ракетно-артиллерийских частей сухопутных войск. Реактивный снаряд содержит головную часть и пороховой заряд твердого топлива. Корпус ракетной части снаряда выполнен с удлинением более 10 калибров и толщиной стенки, не превышающей 0,15% его длины. Хвостовое оперенение снаряда состоит из цилиндрического обтекателя и установленных на нем раскрывающихся лопастей. Цилиндрический обтекатель размещен в обнижении корпуса ракетной части. Удаление центра масс лопастей относительно переднего торца обнижения корпуса ракетной части не превышает заданного значения. Изобретение позволяет значительно повысить дальность стрельбы с сохранением устойчивости движения на всей траектории полета. 3 ил.

Description

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

Объект изобретения представляет собой реактивный снаряд системы залпового огня с повышенной дальностью стрельбы, предназначенный для вооружения ракетно-артиллерийских частей сухопутных войск, и может найти применение в области ракетной техники.

Для успешной борьбы со многими площадными и крупноразмерными наземными целями широко применяются реактивные системы залпового огня. В состав их входят реактивные снаряды, состоящие из ракетной и боевой частей. Так известны реактивные снаряды М8 и М13, обеспечивающие поражение площадных и крупноразмерных целей, содержащие головную часть, ракетную часть с пороховым зарядом и хвостовой стабилизатор, включающий цилиндрический обтекатель и лопасти (смотри, например, Куров В.Д., Должанский Ю.М. Основы проектирования пороховых ракетных снарядов. - М. : Оборонгиз, 1961, с. 11), принятые за аналоги. Достоинством этих снарядов является возможность нанесения внезапного массированного удара по целям при простоте конструкции, обслуживания и боевого применения. В то же время вследствие использования в этих снарядах низкоимпульсных баллиститных зарядов топлива и толстостенного корпуса ракетной части дальность их стрельбы не превосходит 10 км, что значительно снижает круг решаемых ими задач.

Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией реактивного снаряда является наличие в составе снарядов - аналогов головной части, корпуса ракетной части с пороховым зарядом твердого топлива и хвостового стабилизатора с цилиндрическим обтекателем и лопастями.

В настоящее время для решения многих боевых задач с успехом применяются реактивные снаряды систем залпового огня. В реактивных системах залпового огня с целью размещения на боевой машине максимального количества боеприпасов используют реактивные снаряды с корпусом ракетной части удлинением 10. ..13 калибров (при этом сам снаряд имеет удлинение 20...25 калибров). В этом случае, кроме увеличения боекомплекта, размещаемого на одном транспортном средстве, существенно повышается и дальность стрельбы.

Повышение дальности стрельбы является одной из основных задач, стоящих перед разработчиками реактивного вооружения. Эта задача может быть решена как повышением энергетических характеристик двигательной установки за счет использования высокоимпульсных зарядов смесевого топлива, так и снижением массы конструктивных элементов ракетной части (в первую очередь массы ее корпуса).

Поэтому наиболее близкой по технической сущности и достигаемому техническому эффекту к изобретению является реактивный снаряд системы залпового огня "Смерч" (смотри, например, журнал "Military Parade", M., АО "Милитэри Перейд", may-june 1994, р.22-27/120-121/), принятый авторами за прототип. Он содержит головную часть, пороховой заряд твердого топлива, корпус ракетной части удлинением 10,8 калибров и толщиной стенки, составляющей 0,14% его длины, а так же хвостовой стабилизатор, включающий цилиндрический обтекатель с установленными на нем раскрывающимися лопастями.

Реактивный снаряд, принятый за прототип, функционирует следующим образом. При воспламенении порохового заряда твердого топлива в корпусе ракетной части создается повышенное давление и за счет истечения продуктов сгорания создается реактивная сила, разгоняющая реактивный снаряд до скоростей (3,5.. . 4,0) М, где М - число Маха, равное отношению скорости движения снаряда к скорости звука. Раскрывающиеся лопасти, взаимодействуя с воздушным потоком, создают аэродинамическую подъемную силу, которая через обтекатель передается на корпус ракетной части и, благодаря размещению стабилизатора в хвостовой части снаряда, обеспечивает стабилизацию его в полете.

Использование новых конструкционных материалов с высокими механическими свойствами в корпусе ракетной части снаряда-прототипа позволило снизить толщину его стенки по сравнению с аналогами и за счет этого уменьшить пассивную массу реактивного снаряда (массу без порохового заряда) на (15...18)%. Стендовые испытания данного реактивного снаряда показали его работоспособность, проявляющуюся в возможности развивать требуемые тяговые характеристики в условиях высоких внутренних давлений. Автономные лабораторно-стендовые испытания стабилизатора в аэродинамической трубе так же показали его работоспособность. Однако стрельбовые испытания снарядов, оснащенных ракетными частями данной конструкции, показали, что в ряде случаев дальность стрельбы оказывается в 1,5...2,2 раза ниже расчетной. При этом функционирование снаряда на активном участке траектории (полете с работающим двигателем) было нормальным, а на первой трети пассивного участка траектории происходила потеря устойчивости полета. Проведенными исследованиями было установлено, что это связано с аэроупругими деформациями ракетной части и лопастей стабилизатора, приводящими к потере устойчивости движения. Степень деформирования лопастей стабилизатора и динамические характеристики этого процесса зависят от геометрических характеристик лопастей, угла атаки действующего на лопасть воздушного потока (угла между поверхностью лопасти и вектором набегающего воздушного потока), скорости этого потока, а также механических характеристик лопасти особенно в месте контакта ее с обтекателем. Особенностями снарядов повышенной дальности стрельбы с относительно тонкой стенкой корпуса ракетной части большого удлинения являются высокие сверхзвуковые скорости полета, вызывающие существенный аэродинамический нагрев элементов конструкции и связанное с этим снижение механических и частотных характеристик, а так же значительные изгибные деформации корпуса ракетной части в полете, приводящие к многократному увеличению местных углов атаки лопасти стабилизатора по сравнению с углом атаки снаряда.

Устранить потерю устойчивости движения можно увеличением толщины стенки корпуса ракетной части (выше 0,15%) ее длины или уменьшением удлинения корпуса ракетной части ниже 10 калибров. Однако в этом случае не удается получить существенного повышения дальности стрельбы.

Общими признаками с предлагаемой конструкцией реактивного снаряда является наличие в снаряде - прототипе головной части, порохового заряда твердого топлива, корпуса ракетной части удлинением более 10 калибров с толщиной стенки, не превышающей 0,15% его длины, и хвостового стабилизатора, включающего цилиндрический обтекатель с установленными на нем раскрывающимися лопастями.

В отличие от прототипа в предлагаемом реактивном снаряде стабилизатор размещен в обнижении корпуса ракетной части, составляющем (0,9 ... 0,95)d-2Δ_обт, причем удаление центра масс лопастей относительно переднего торца обнижения корпуса ракетной части не превышает 110М/f-(0,2... 0,25)L, где f - частота собственных изгибных колебаний реактивного снаряда; М - число Маха, соответствующее максимальной скорости снаряда на траектории; d - калибр реактивного снаряда; Δ_обт - толщина стенки обтекателя; L - длина корпуса ракетной части без обнижения.

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

Задачей изобретения является создание реактивного снаряда, обеспечивающего повышение дальности стрельбы с сохранением устойчивости движения на всей траектории полета.

Указанный технический результат достигается тем, что в реактивном снаряде, содержащем головную часть, пороховой заряд твердого топлива, корпус ракетной части удлинением более 10 калибров с толщиной стенки, не превышающей 0,15% его длины, и хвостовой стабилизатор, включающий цилиндрический обтекатель с установленными на нем раскрывающимися лопастями, цилиндрический обтекатель размещен в обнижении корпуса ракетной части, составляющем (0,9 ... 0,95)d-2Δ_обт, причем удаление центра масс лопастей относительно переднего торца обнижения корпуса ракетной части не превышает 110М/f-(0,2... 0,25)L, где f - частота собственных изгибных колебаний реактивного снаряда; М - число Маха, соответствующее максимальной скорости снаряда на траектории; d - калибр реактивного снаряда; Δ_обт - толщина стенки обтекателя; L - длина корпуса ракетной части без обнижения.

Новая совокупность параметров предлагаемого реактивного снаряда позволяет, в частности:
- за счет размещения цилиндрического обтекателя в обнижении корпуса ракетной части, составляющем (0,9 ... 0,95)d-2Δ_обт, защитить взаимодействующие с обтекателем части лопастей от набегающего воздушного потока передней выступающим корпусом ракетной части. Проведенные испытания в условиях аэродинамической трубы показали (фиг.3), что температура лопасти в месте контакта с обтекателем, вызванная аэродинамическим нагревом, интенсивно снижается только при уменьшении диаметра обнижения до уровня (0,9 ... 0,95)d-2Δ_обт. Поэтому для снижения влияния нагрева на частотные и прочностные характеристики стабилизатора целесообразно ограничить величину обнижения диаметром (0,9 ... 0,95)d-2Δ_обт. При меньшем диаметре обнижения снижается эффективная площадь лопастей, находящаяся в воздушном потоке, а следовательно и снижается величина стабилизирующего момента. Это, так же, как и увеличение диаметра обнижения выше указанного предела, отрицательно сказывается на устойчивости движения; - за счет удаления центра масс лопастей относительно переднего торца обнижения корпуса ракетной части на величину, не превышающую 110M/f-(0,2. ..0,25)L обеспечить устойчивость движения не только при отсутствии, но и при наличии изгибных колебаний реактивного снаряда в полете. При данном соотношении максимальная величина угла атаки лопасти, вызванная поперечными перемещениями ее в процессе изгибных колебаний корпуса ракетной части, не превышает 5^o, что, как показывают лабораторные испытания, не оказывает отрицательного влияния на устойчивость движения.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 изображен общий вид реактивного снаряда, на фиг.2 - тот же снаряд при наличии изгибных колебаний корпуса ракетной части, а на фиг.3 - зависимость температуры в месте взаимодействия лопасти с обтекателем от относительной величины диаметра обнижения корпуса ракетной части.

Реактивный снаряд состоит из головной части 1, корпуса ракетной части 2, удлинение которого (L₀/d) превышает 10 калибров (d) реактивного снаряда, а толщина стенки (Δ_к) не превышает 0,15% длины корпуса ракетной части (L₀), порохового заряда твердого топлива 3 и хвостового стабилизатора 4, состоящего из цилиндрического обтекателя 5 и раскрывающихся лопастей 6. Цилиндрический обтекатель 5 установлен в обнижении корпуса ракетной части 7 до диаметра d₁ таким образом, что наружный диаметр обтекателя (d₁+2Δ_обт) составляет (0,9. . . 0,95) калибра реактивного снаряда (d). Место расположения хвостового стабилизатора 4 на реактивном снаряде в продольном направлении, характеризующееся расположением центра масс лопастей 6 (Ц.М.Л.) относительно переднего торца 8 обнижения корпуса ракетной части, связано с частотой собственных изгибных колебаний реактивного снаряда (f) и числом Маха (М), соответствующим максимальной скорости снаряда на траектории, соотношением l₁≤110M/f-(0,2...0,25)L.

Реактивный снаряд работает следующим образом. После воспламенения порохового заряда твердого топлива 3 в корпусе ракетной части 2 создается повышенное давление и при истечении продуктов сгорания возникает реактивная сила, разгоняющая реактивный снаряд до скоростей ≥(3,5...4,0)М. Раскрывающиеся лопасти 6 стабилизатора 4 создают аэродинамическую подъемную силу, которая через обтекатель 5 передается на корпус ракетной части 2, создавая относительно центра масс снаряда стабилизирующий момент. В полете места контакта лопастей 6 с обтекателем 5 защищены от набегающего воздушного потока выступающей частью корпуса ракетной части 2, обеспечивая работоспособность лопастей в условиях высоких скоростей полета. Под действием аэродинамических нагрузок тонкостенная ракетная часть совершает высокочастотные изгибные колебания с частотой f, зависящей от удлинения корпуса ракетной части, толщины и материала его стенки. При этом на продольной оси снаряда существуют точки, называемые соответственно передним и задним узлами собственных изгибных колебаний, которые в процессе колебаний не перемещаются (точки А и В на фиг.2). Степень деформирования корпуса зависит от отношения толщины его стенки к диаметру. В результате обнижения корпуса ракетной части 2 в хвостовой части и повышения его жесткости за счет установки в этом месте цилиндрического обтекателя 5 изгибные деформации этого участка снаряда близки к нулю и можно считать, что стабилизатор 4 совершает колебания относительно точки В с частотой f.

При изгибных колебаниях реактивного снаряда лопасти 6 перемещаются в поперечном направлении со скоростью, максимальное значение которой может быть определено по зависимости:
V_доп = 2πα_{ст.макс}fa,
где α_{ст.макс} - максимальная амплитуда колебаний стабилизатора;
а - расстояние между центром масс лопасти и задним узлом первого тона собственных изгибных колебаний снаряда (точкой В).

Благодаря размещению центра масс лопастей относительно точки В на удалении, не превышающем 110M/f, максимальная величина дополнительного угла атаки α_{доп.макс} = V_доп/V = V_доп/Ma_зв (а_зв=340 м/с - скорость звука), вызванная перемещением лопасти со скоростью V_доп, не превышает 5^o. Как показывают экспериментальные исследования для корпусов ракетных частей удлинением более 10 калибров и толщиной стенки, не превышающей 0,15% их длины с усиленным обнижением в хвостовой части задний узел первого тона собственных изгибных колебаний (точка В) расположен на расстоянии l₂=(0,2...0,25)L от переднего торца обнижения 8. Поэтому выполнение расстояния от центра масс лопастей 6 до переднего торца обнижения 8≤110M/f-(0,2...0,25)L обеспечивает устойчивость движения такого снаряда при наличии изгибных колебаний в полете.

Реактивные снаряды залпового огня, предложенной конструкции, прошли широкую проверку летными испытаниями с положительными результатами. При этом за счет применения высокоэнергетических пороховых зарядов и снижения пассивной массы ракетной части удалось повысить максимальную скорость полета в 1,7...1,8 раза, обеспечив устойчивый полет на всей траектории и повышение за счет этого дальности стрельбы более чем в два раза.

Claims

Реактивный снаряд, содержащий головную часть, пороховой заряд твердого топлива, корпус ракетной части удлинением более 10 калибров с толщиной стенки, не превышающей 0,15% его длины, и хвостовое оперенение, включающее цилиндрический обтекатель с установленными на нем раскрывающимися лопастями, отличающийся тем, что в нем цилиндрический обтекатель размещен в обнижении корпуса ракетной части, составляющем (0,9 ... 0,95)d-2Δ_обт, причем удаление центра масс лопастей относительно переднего торца обнижения корпуса ракетной части не превышает 110М/f-(0,2. ..0,25)L, где f - частота собственных изгибных колебаний реактивного снаряда; М - число Маха, соответствующее максимальной скорости снаряда на траектории; d - калибр реактивного снаряда; Δ_обт - толщина стенки обтекателя; L - длина корпуса ракетной части без обнижения.