RU2248515C1

RU2248515C1 - Spin-stabilized rocket

Info

Publication number: RU2248515C1
Application number: RU2003122586/02A
Authority: RU
Inventors: Н.А. Макаровец (RU); Н.А. Макаровец; Г.А. Денежкин (RU); Г.А. Денежкин; Г.В. Калюжный (RU); Г.В. Калюжный; В.В. Семилет (RU); В.В. Семилет; Л.И. Обозов (RU); Л.И. Обозов; Б.А. Белобрагин (RU); Б.А. Белобрагин; В.В. Широков (RU); В.В. Широков; А.Н. Малахов (RU); А.Н. Малахов; В.И. Безносов (RU); В.И. Безносов
Priority date: 2003-07-17
Filing date: 2003-07-17
Publication date: 2005-03-20
Also published as: RU2003122586A

Abstract

FIELD: military equipment, applicable in salvo-fire jet-propelled systems.

SUBSTANCE: the pin-stabilized rocket has a nose section with a liquid filler on the basis of petroleum products, and an air cavity, device fo0r scattering and ignition of the filler, rocket engine and a tail unit, in contrast to the prototype, according to the invention, the liquid filler in the rocket is positioned in a cylindrical body-tank made in the caliber of the rocket, whose center of inertia is removed relative to the center of inertia by no more than 8d, and the tail unit span makes up 0.2 to 0.4 of the value of removing of the center of inertia of the rocket, where d- the caliber of the rocket.

EFFECT: enhanced efficiency of fire injury.

1 dwg

Description

Изобретение относится к военной технике, а именно ракетам, и может быть использовано при разработке вращающихся ракет, в том числе реактивных снарядов реактивных систем залпового огня.The invention relates to military equipment, namely missiles, and can be used in the development of rotating missiles, including rockets of multiple launch rocket systems.

Как известно, в настоящее время проводятся работы по повышению эффективности поражения целей за счет применения ракет с боевыми частями, снаряженными жидким наполнением на основе нефтепродуктов с огневым поражающим фактором, для огневого поражения боевой техники и живой силы противника. Одним из основных критериев эффективности таких ракет является количество жидкого наполнения, а также точность и кучность доставки боевой части к цели, так как жидкое наполнение из-за неустойчивости формы и трудностей ее сохранения в полете приводит к смещению центра масс в зависимости от динамических процессов, происходящих на ее борту, что может привести к неустойчивому полету и к снижению точности и кучности стрельбы.As you know, work is currently underway to increase the effectiveness of target destruction through the use of missiles with warheads equipped with liquid filling based on petroleum products with a fire damaging factor for fire destruction of military equipment and manpower of the enemy. One of the main criteria for the effectiveness of such missiles is the amount of liquid filling, as well as the accuracy and accuracy of the delivery of the warhead to the target, since liquid filling due to the instability of the form and the difficulties of maintaining it in flight leads to a displacement of the center of mass depending on the dynamic processes taking place on board, which can lead to unstable flight and to reduce accuracy and accuracy of fire.

Известна ракета, содержащая головную часть, ракетный двигатель и хвостовое оперение (см. например, Куров В.Д., Должанский Ю.М. Основы проектирования пороховых ракетных снарядов. - М.: Оборонгиз, 1961 г., стр.11, фиг.1.7).A rocket containing a warhead, a rocket engine and a tail unit is known (see, for example, Kurov V.D., Dolzhansky Yu.M. Fundamentals of the design of powder rocket shells. - M .: Oborongiz, 1961, p. 11, FIG. 1.7).

Такое техническое решение позволяет обеспечить доставку боеприпаса к цели, конструкция ракеты достаточно проста, однако эффективность боеприпаса недостаточна для получения требуемых параметров огневого поражения цели.This technical solution allows for the delivery of ammunition to the target, the missile design is quite simple, but the effectiveness of the ammunition is insufficient to obtain the required parameters for fire destruction of the target.

Таким образом, задача данного технического решения заключалась в доставке боеприпаса к цели без обеспечения требуемых параметров огневого поражения.Thus, the objective of this technical solution was to deliver the ammunition to the target without providing the required parameters for fire destruction.

Общими признаками с предлагаемой авторами ракетой являются наличие головной части, ракетного двигателя и хвостового оперения.Common signs with the rocket proposed by the authors are the presence of the warhead, rocket engine and tail.

Наиболее близкой по технической сути и достигаемому техническому результату является вращающаяся ракета, содержащая головную часть, снаряженную жидким наполнителем на основе нефтепродуктов, воздушную полость, устройство для разбрасывания и воспламенения наполнителя, ракетный двигатель и хвостовое оперение, принятая авторами за прототип (патент РФ № 2154799).The closest in technical essence and the achieved technical result is a rotating missile containing a head equipped with a liquid filler based on petroleum products, an air cavity, a device for spreading and igniting the filler, a rocket engine and tail unit adopted by the authors for the prototype (RF patent No. 2154799) .

Такая конструкция ракеты позволяет решать задачу огневого поражения цели за счет снаряжения головной части жидким наполнителем, для компенсации температурного расширения которого она снабжена воздушной полостью, так как отсутствие воздушной полости при температурных колебаниях может приводить к нарушению целостности головной части. Кроме того, в ракете с целью снижения вероятности случайного смещения воздушной полости в процессе полета, отрицательно влияющего на устойчивость движения и боевую эффективность ракеты в целом, ограничена величина отношения начальных значений моментов инерции к их конечным значениям, а носовая часть ракеты выполнена торцевой с радиусом скругления, зависящим от размаха оперения ракеты.This design of the rocket allows you to solve the problem of fire damage to the target by equipping the head with a liquid filler, to compensate for the thermal expansion of which it is equipped with an air cavity, since the absence of an air cavity during temperature fluctuations can lead to disruption of the integrity of the head. In addition, in order to reduce the likelihood of accidental displacement of the air cavity during the flight, which negatively affects the stability of the rocket and the combat effectiveness of the rocket as a whole, the ratio of the initial values of the moments of inertia to their final values is limited, and the nose of the rocket is made end with a radius of rounding depending on the scope of the plumage of the rocket.

Особенно остро вопрос о фиксации воздушной полости в жидкости стоит для ракет систем залпового огня. Причинами, препятствующими такой фиксации, являются большие значения стартовых перегрузок и наличие интенсивных колебательных и изгибных движений корпуса, обусловленных высоким относительным удлинением ракеты.The issue of fixing the air cavity in a liquid is especially acute for missiles of multiple launch rocket systems. The reasons that prevent such a fixation are the high values of the starting overloads and the presence of intense oscillatory and bending movements of the hull due to the high elongation of the rocket.

Поэтому в этих условиях для ракет большого относительного удлинения необходима гарантированная фиксация местоположения свободного объема в головной части, случайное нарушение которой ведет к появлению значительного дисбаланса масс в головной части и ракете в целом, потере точностных характеристик стрельбы.Therefore, under these conditions, for missiles of large relative elongation, a guaranteed fixation of the location of the free volume in the warhead is necessary, the accidental violation of which leads to the appearance of a significant imbalance of masses in the warhead and the rocket as a whole, loss of accuracy characteristics of the firing.

Такое явление объясняется тем, что в условиях нестационарного вращения тел большого удлинения под действием осевых перегрузок и интенсивных колебаний корпуса ракеты наблюдаются динамические процессы, приводящие к нарушению положения воздушной полости в головной части ракеты, случайному перемещению содержимого головной части и, как следствие, к изменению углов атаки и явлению неустойчивости полета. Эти обстоятельства приводят к необходимости гарантированной фиксации местоположения воздушной полости в головной части, нарушение которой ведет к возникновению дисбаланса масс в головной части и, как следствие, потере устойчивости полета ракеты вплоть до схода ее с траектории.This phenomenon is explained by the fact that under the conditions of unsteady rotation of bodies of large elongation under the influence of axial overloads and intense vibrations of the rocket body, dynamic processes are observed that lead to disruption of the position of the air cavity in the head of the rocket, to random movement of the contents of the head and, consequently, to a change in angles attack and the phenomenon of flight instability. These circumstances lead to the need for guaranteed fixation of the location of the air cavity in the warhead, the violation of which leads to an imbalance of masses in the warhead and, as a result, the loss of stability of the missile’s flight until it leaves the trajectory.

Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) являлось повышение огневого поражения цели за счет доставки к цели жидкого наполнителя в головной части с учетом влияния возмущающих факторов, вызванных наличием в жидком наполнении воздушной полости, с предъявлением специальных требований по обеспечению ее фиксации и устойчивости полета ракеты на траектории.Thus, the objective of this technical solution (prototype) was to increase fire damage to the target due to the delivery of liquid filler to the target in the head part, taking into account the influence of disturbing factors caused by the presence of an air cavity in the liquid filling, with special requirements for ensuring its fixation and flight stability rockets on the trajectory.

Общими признаками с предлагаемой авторами вращающейся ракетой являются головная часть с жидким наполнителем на основе нефтепродуктов и воздушной полостью, устройство для разбрасывания и воспламенения наполнителя, ракетный двигатель и хвостовое оперение.Common signs with a rotating missile proposed by the authors are a warhead with a liquid filler based on petroleum products and an air cavity, a device for spreading and igniting the filler, a rocket engine and tail unit.

В отличие от прототипа в предлагаемой ракете жидкий наполнитель размещен в цилиндрическом корпусе-баке, выполненном в калибре ракеты, центр масс которого удален относительно центра масс ракеты не более чем на 8d, а размах хвостового оперения составляет 0,2…0,4 от величины удаления центра масс корпуса-бака относительно центра масс ракеты.Unlike the prototype in the proposed rocket, the liquid filler is placed in a cylindrical tank housing made in the caliber of the rocket, the center of mass of which is removed from the center of mass of the rocket by no more than 8d, and the tail swing is 0.2 ... 0.4 of the removal the center of mass of the tank housing relative to the center of mass of the rocket.

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 повышение эффективности огневого поражения, а также точности и кучности доставки боевой части к цели за счет учета влияния стартовых осевых перегрузок и колебательных движений корпуса ракеты на поведение в жидком наполнителе воздушной полости и повышение устойчивости полета вращающейся ракеты путем гарантированного фиксирования положения воздушной полости в жидком наполнителе на стартовом участке траектории ракеты.The objective of the invention is to increase the efficiency of fire destruction, as well as the accuracy and accuracy of delivery of the warhead to the target by taking into account the influence of starting axial overloads and oscillatory movements of the rocket body on the behavior in the liquid filling of the air cavity and increasing the stability of the flight of a rotating rocket by guaranteed fixing the position of the air cavity in a liquid filler at the launch site of the rocket trajectory.

Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известной ракете, содержащей головную часть с жидким наполнителем на основе нефтепродуктов и воздушной полостью, устройство для разбрасывания и воспламенения наполнителя, ракетный двигатель и хвостовое оперение, особенность заключается в том, что жидкий наполнитель размещен в цилиндрическом корпусе-баке, выполненном в калибре ракеты, центр масс которого удален относительно центра масс ракеты не более чем на 8d, а размах хвостового оперения составляет 0,2...0,4 от величины удаления центра масс корпуса-бака относительно центра масс ракеты.The specified technical result in the implementation of the invention is achieved by the fact that in a known rocket containing a head part with a liquid filler based on petroleum products and an air cavity, a device for spreading and igniting the filler, a rocket engine and a tail unit, the feature is that the liquid filler is placed in a cylindrical tank body made in the caliber of the rocket, the center of mass of which is removed from the center of mass of the rocket by no more than 8d, and the tail swing is 0.2 ... 0.4 from the distance of the center of mass of the hull-tank relative to the center of mass of the rocket.

Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между деталями заявляемой ракеты позволяют, в частности, за счет выполнения:A new set of structural elements, as well as the presence of connections between the details of the claimed rocket allow, in particular, due to the implementation of:

- величины удаления центра масс корпуса-бака относительно центра масс ракеты не более чем на 8d ограничить амплитуду перемещений воздушной полости, что исключает ее локальный разрыв, вызывающий дисбаланс масс ракеты и снижение устойчивости полета на траектории;- the distance of the center of mass of the hull-tank relative to the center of mass of the rocket to be limited by no more than 8d to limit the amplitude of movement of the air cavity, which eliminates its local rupture, causing an imbalance in the mass of the rocket and a decrease in flight stability along the trajectory;

- размаха хвостового оперения, равным 0,2...0,4 от величины удаления центра масс корпуса-бака относительно центра масс ракеты, повысить устойчивость движения ракеты путем уменьшения амплитуды колебательного движения ракеты относительно собственного центра масс. При уменьшении размаха оперения менее 0,2 величины удаления центра масс головной части относительно центра масс ракеты вследствие перемещений жидкого наполнителя наблюдается недопустимый рост амплитуды колебаний ракеты относительно ее центра масс, вызывая неустойчивость полета и потерю точности и кучности стрельбы. При увеличении размаха оперения сверх 0,4 величины удаления центра масс головной части относительно центра масс ракеты резко возрастает чувствительность ракеты к ветровым возмущениям, что приводит к потере точности стрельбы.- the magnitude of the tail, equal to 0.2 ... 0.4 from the distance of the center of mass of the hull-tank relative to the center of mass of the rocket, to increase the stability of the rocket by reducing the amplitude of the oscillatory motion of the rocket relative to its own center of mass. With a decrease in the feathering scale of less than 0.2, the distance of the center of mass of the warhead relative to the center of mass of the rocket due to displacements of the liquid filler, an unacceptable increase in the amplitude of oscillations of the rocket relative to its center of mass is observed, causing flight instability and loss of accuracy and accuracy of fire. With an increase in the feathering range in excess of 0.4, the distance of the center of mass of the warhead relative to the center of mass of the rocket sharply increases the sensitivity of the rocket to wind disturbances, which leads to a loss of accuracy.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где изображен общий вид ракеты.The invention is illustrated in the drawing, which shows a General view of the rocket.

Предлагаемая вращающаяся ракета содержит головную часть 1 с корпусом-баком 2, жидкий наполнитель 3, устройство для разбрасывания и воспламенения наполнителя 4, воздушную полость 5, ракетный двигатель 6 и хвостовое оперение 7. чертеже обозначены Н - размах оперения, X1 -положение центра масс ракеты относительно носика; Х2 - положение центра масс корпуса-бака относительно носика; d - калибр ракеты.The proposed rotating missile contains a head part 1 with a tank body 2, a liquid filler 3, a device for spreading and igniting the filler 4, an air cavity 5, a rocket engine 6 and a tail unit 7. The drawing denotes H is the tail width, X1 is the position of the center of mass of the rocket relative to the nose; X2 - the position of the center of mass of the casing-tank relative to the nozzle; d - caliber rocket.

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

После запуска ракетного двигателя 6 ракета при движении по заданной траектории взаимодействует с набегающим потоком воздуха и за счет хвостового оперения 7 раскручивается, при этом центробежные силы и осевые перегрузки перемещают жидкое наполнение 3 в головной части 1 в осевом и радиальном направлениях, а воздушная полость 5 начинает формироваться в корпусе-баке 2, принимая устойчивую форму центрального воздушного ядра в фиксированном относительно продольной оси ракеты положении и сохраняет его во всех диапазонах изменения параметров движения ракеты до подхода ее к цели, срабатывания устройства для разбрасывания и воспламенения наполнителя 4 и последующего огневого поражения цели.After starting the rocket engine 6, the rocket, when moving along a given trajectory, interacts with the incoming air flow and, due to the tail unit 7, is untwisted, while centrifugal forces and axial overloads move the liquid filling 3 in the head part 1 in the axial and radial directions, and the air cavity 5 starts form in the tank body 2, taking a stable shape of the central air core in a position fixed relative to the longitudinal axis of the rocket and retains it in all ranges of variation of the parameters d izheniya missiles to its approach to the target device operation for spreading and ignition filler 4 and subsequent fire hitting the target.

Выполнение ракеты в соответствии с изобретением позволяет повысить эффективность огневого поражения в 1,5…2 раза, а также повысить точность и кучность доставки боевой части к цели на 15-20%.The implementation of the rocket in accordance with the invention allows to increase the effectiveness of fire destruction by 1.5 ... 2 times, as well as to increase the accuracy and accuracy of delivery of the warhead to the target by 15-20%.

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

Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями опытных образцов вращающихся ракет, выполненных в соответствии с изобретением.The indicated positive effect is confirmed by testing prototypes of rotating missiles made in accordance with the invention.

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

Claims

A rotating rocket containing a head part with a liquid filler based on petroleum products and an air cavity, a device for spreading and igniting the filler, a rocket engine and a tail unit, characterized in that the liquid filler is placed in a cylindrical tank body made in the caliber of the rocket, center the mass of which is removed from the center of mass of the rocket by no more than 8d, and the tail swing is 0.2-0.4 of the distance of the center of mass of the hull-tank relative to the center of mass of the rocket, where d is the potassium p missiles.