RU2255298C1 - Missile unit of jet projectile - Google Patents
Missile unit of jet projectile Download PDFInfo
- Publication number
- RU2255298C1 RU2255298C1 RU2003133764/02A RU2003133764A RU2255298C1 RU 2255298 C1 RU2255298 C1 RU 2255298C1 RU 2003133764/02 A RU2003133764/02 A RU 2003133764/02A RU 2003133764 A RU2003133764 A RU 2003133764A RU 2255298 C1 RU2255298 C1 RU 2255298C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- missile
- caliber
- mass
- nozzle
- thickening
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к военной технике, а именно к ракетным частям реактивных снарядов, и может быть использовано при создании систем залпового огня.The invention relates to military equipment, namely to missile parts of rockets, and can be used to create multiple launch rocket systems.
Особенностью таких ракетных частей реактивных снарядов является то, что их нормальное функционирование и эффективность действия во многом зависят от выбора конструктивно-компоновочной схемы, позволяющей обеспечить повышенную дальность стрельбы и устойчивое движение на всей траектории полета.The peculiarity of such missile parts of rockets is that their normal functioning and effectiveness largely depends on the choice of the design and layout scheme, which allows for increased firing range and stable movement along the entire flight path.
Известны ракетные части реактивных снарядов М8 и М13 (см., например, Куров В.Д., Должанский Ю.М. Основы проектирования пороховых ракетных снарядов. - М.: Оборонгиз, 1961, с.11), содержащие корпус ракетной части, в котором размещены пороховой заряд, сопло и хвостовой аэродинамический стабилизатор.Missile parts of rockets M8 and M13 are known (see, for example, Kurov V.D., Dolzhansky Yu.M. Fundamentals of the design of powder rocket shells. - M .: Oborongiz, 1961, p. 11), containing the body of the missile part, which contains a powder charge, a nozzle and a tail aerodynamic stabilizer.
Такая конструкция позволяет осуществить доставку реактивного снаряда к цели при относительной простоте конструкции, обслуживания и боевого применения.This design allows the delivery of a missile to the target with the relative simplicity of the design, maintenance and combat use.
Однако вследствие использования в этих снарядах низкоимпульсных баллиститных зарядов топлива и толстостенного корпуса ракетной части снаряды имеют невысокую скорость полета и дальность их стрельбы не превосходит 10 км, что значительно снижает круг решаемых ими задач.However, due to the use of low-impulse ballistic fuel charges and thick-walled body of the missile part in these shells, the shells have a low flight speed and their firing range does not exceed 10 km, which significantly reduces the range of tasks they solve.
Таким образом, задачей данного технического решения (аналога) являлось создание относительно простой конструкции ракетной части реактивного снаряда с дальностью стрельбы до 10 км.Thus, the objective of this technical solution (analogue) was to create a relatively simple design of the missile part of a rocket with a firing range of up to 10 km.
Общими признаками между предлагаемой авторами конструкцией ракетной части реактивного снаряда и объектом-аналогом является наличие корпуса ракетной части, сопла и аэродинамического стабилизатора.Common features between the design of the missile part of the rocket proposed by the authors and the analogous object are the presence of the body of the missile part, nozzle and aerodynamic stabilizer.
Наиболее близкой по технической сути и достигаемому техническому результату является ракетная часть реактивного снаряда М-21 ОФ (см. Боевая машина БМ-21. Техническое описание и инструкция по эксплуатации. - М.: Военное издательство МО СССР, 1977, с.74-75), принятая авторами за прототип, содержащая тонкостенный корпус из высокопрочной стали удлинением 13...16 калибров, сопло и аэродинамический стабилизатор.The closest in technical essence and the technical result achieved is the missile part of the M-21 ОF missile (see BM-21 combat vehicle. Technical description and instruction manual. - M.: Military Publishing House of the Ministry of Defense of the USSR, 1977, p. 74-75 ) adopted by the authors for a prototype containing a thin-walled case made of high-strength steel with an elongation of 13 ... 16 calibers, a nozzle and an aerodynamic stabilizer.
Ракетная часть, принятая за прототип, функционирует следующим образом. При ее запуске в корпусе ракетной части создается повышенное давление продуктов сгорания топлива и за счет их истечения через сопло создается реактивная сила, разгоняющая реактивный снаряд, в который входит ракетная часть, до высоких скоростей (2,0...4,0)М, где М - число Маха, равное отношению скорости движения к скорости звука. Аэродинамический стабилизатор, взаимодействуя с воздушным потоком, создает аэродинамическую подъемную силу, которая передается на корпус ракетной части и обеспечивает устойчивый полет по траектории.The missile part, adopted as a prototype, operates as follows. When it is launched, an increased pressure of the fuel combustion products is created in the missile unit’s casing and due to their outflow through the nozzle, a reactive force is created that accelerates the missile, which includes the missile part, to high speeds (2.0 ... 4.0) M, where M is the Mach number equal to the ratio of the speed of movement to the speed of sound. The aerodynamic stabilizer, interacting with the air flow, creates aerodynamic lifting force, which is transmitted to the body of the missile part and ensures a stable flight along the trajectory.
Такая конструкция ракетной части реактивного снаряда позволяет выдерживать высокое внутреннее давление при меньшей толщине стенки корпуса по сравнению с аналогами, за счет чего уменьшается ее масса на 15...18%, при этом жесткость конструкции обеспечивается за счет утолщения стенки в середине корпуса до наружного диаметра, равного калибру снаряда.This design of the missile part of the rocket allows to withstand high internal pressure with a smaller thickness of the hull wall in comparison with analogues, due to which its mass is reduced by 15 ... 18%, while the rigidity of the structure is ensured by thickening the wall in the middle of the hull to the outer diameter equal to the caliber of the projectile.
Особенностями снарядов повышенной дальности стрельбы с относительно тонкой стенкой корпуса ракетной части большого удлинения являются высокие сверхзвуковые скорости полета, вызывающие значительные изгибные деформации корпуса ракетной части в полете, приводящие к многократному увеличению местных углов атаки, особенно в хвостовой части в районе крепления аэродинамического стабилизатора, и, как следствие, к увеличению индуктивной составляющей лобового сопротивления и снижению дальности стрельбы.The peculiarities of projectiles of increased firing range with a relatively thin wall of the body of the missile part of a large elongation are high supersonic flight speeds, which cause significant bending deformation of the body of the missile part in flight, leading to a multiple increase in local angles of attack, especially in the tail part in the area of attachment of the aerodynamic stabilizer, and, as a result, to increase the inductive component of drag and reduce the firing range.
Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) являлось повышение дальности стрельбы за счет повышения внутреннего давления в ракетной части при меньшей толщине стенки и массе корпуса.Thus, the objective of this technical solution (prototype) was to increase the firing range by increasing the internal pressure in the missile part with a smaller wall thickness and body weight.
Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией ракетной части реактивного снаряда является наличие в ракетной части (прототипе) тонкостенного корпуса из высокопрочной стали удлинением 13...16 калибров, сопла и аэродинамического стабилизатора.Common features with the design of the missile part of the missile proposed by the authors is the presence in the missile part (prototype) of a thin-walled case made of high-strength steel with an elongation of 13 ... 16 calibers, a nozzle and an aerodynamic stabilizer.
В отличие от прототипа в предлагаемой авторами ракетной части корпус на основной части длины выполнен с толщиной стенки 0,014...0,016 калибра и наружным диаметром 0,98...0,99 калибра, а в хвостовой части на 0,04...0,09 длины корпуса выполнено утолщение стенки до 0,023...0,026 калибра, при этом аэродинамический стабилизатор и сопло выполнены в виде моноблока с массой 0,7...0,9 массы корпуса ракетной части, жестко соединенного с корпусом ракетной части в месте его утолщения.Unlike the prototype, in the rocket part proposed by the authors, the body on the main part of the length is made with a wall thickness of 0.014 ... 0.016 caliber and an outer diameter of 0.98 ... 0.99 caliber, and in the rear part it is 0.04 ... 0 , 09 of the length of the hull, a wall was thickened to 0.023 ... 0.026 caliber, while the aerodynamic stabilizer and nozzle were made in the form of a monoblock with a mass of 0.7 ... 0.9 of the mass of the body of the missile part, rigidly connected to the body of the missile part in its place thickening.
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 создание ракетной части реактивного снаряда, обеспечивающей устойчивый полет по всей траектории и повышение дальности стрельбы за счет уменьшения массы конструкции, увеличения полезного объема полости под заряд топлива и устранения повышенных изгибных деформаций корпуса ракетной части путем рационального распределения масс и узлов изгибных деформаций.The objective of the invention is the creation of a rocket part of a rocket providing a stable flight along the entire trajectory and increasing the firing range by reducing the mass of the structure, increasing the useful volume of the cavity under the charge of fuel and eliminating increased bending deformations of the body of the missile part by rational distribution of masses and nodes of bending deformations.
Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известной ракетной части реактивного снаряда, содержащей тонкостенный корпус из высокопрочной стали удлинением 13...16 калибров, сопло и аэродинамический стабилизатор, особенность заключается в том, что в ней корпус на основной части длины выполнен с толщиной стенки 0,014...0,016 калибра и наружным диаметром 0,98...0,99 калибра, а в хвостовой части на 0,04...0,09 длины корпуса выполнено утолщение стенки до 0,023...0,026 калибра, при этом аэродинамический стабилизатор и сопло выполнены в виде моноблока с массой 0,7...0,9 массы корпуса ракетной части, жестко соединенного с корпусом ракетной части в месте его утолщения.The specified technical result in the implementation of the invention is achieved by the fact that in the known rocket part of a rocket containing a thin-walled case made of high-strength steel with an elongation of 13 ... 16 calibers, a nozzle and an aerodynamic stabilizer, the feature is that in it the body on the main part of the length with a wall thickness of 0.014 ... 0.016 caliber and an outer diameter of 0.98 ... 0.99 caliber, and in the rear part by 0.04 ... 0.09 of the length of the body, a wall was thickened to 0.023 ... 0.026 caliber, while the aerodynamic stabilizer and nozzle in complete in a monoblock with a mass of 0.7 ... 0.9 mass missile body portion rigidly connected to the missile body portion in place of its thickening.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними позволяет, в частности, за счет выполнения:A new set of structural elements, as well as the presence of connections between them, allows, in particular, due to the following:
- корпуса на основной части длины с толщиной стенки 0,014...0,016 калибра и наружным диаметром 0,98...0,99 калибра максимально увеличить полезный объем полости под заряд топлива и снизить массу конструкции без потери ее жесткости, что обеспечивает повышение дальности стрельбы. При уменьшении толщины стенки ниже 0,014 калибра снижается жесткость конструкции и резко возрастает амплитуда изгибных деформаций корпуса, что ведет к снижению дальности стрельбы. Увеличение толщины стенки сверх 0,016 калибра не оказывает существенного влияния на амплитуду изгибных деформаций корпуса, но приводит к существенному увеличению массы конструкции и снижению внутреннего объема корпуса, а следовательно, и развиваемой реактивной силы. Уменьшение наружного диаметра ниже 0,98 калибра также снижает внутренний объем корпуса, а следовательно, и дальность стрельбы. При наружном диаметре >0,99 калибра возникает проблема с заряжанием снаряда в трубчатую направляющую, из которой производится его запуск, что связано с наличием технологических погрешностей при изготовлении корпуса ракетной части (овальности, искривления оси);- housing on the main part of the length with a wall thickness of 0.014 ... 0.016 caliber and an outer diameter of 0.98 ... 0.99 caliber to maximize the useful volume of the cavity under the charge of fuel and reduce the mass of the structure without losing its rigidity, which ensures an increase in firing range . As the wall thickness decreases below 0.014 caliber, the structural rigidity decreases and the amplitude of the bending deformations of the hull sharply increases, which leads to a decrease in the firing range. An increase in wall thickness in excess of 0.016 caliber does not significantly affect the amplitude of the bending deformations of the body, but leads to a significant increase in the mass of the structure and a decrease in the internal volume of the body, and consequently, the developed reactive force. Reducing the outer diameter below 0.98 caliber also reduces the internal volume of the hull, and hence the firing range. With an outer diameter> 0.99 caliber, a problem arises with loading the projectile into the tubular guide from which it is launched, which is due to the presence of technological errors in the manufacture of the body of the missile part (ovality, axis curvature);
- в хвостовой части корпуса ракетной части на 0,04...0,09 его длины утолщения стенки до 0,023...0,026 калибра и аэродинамического стабилизатора и сопла в виде моноблока с массой 0,7...0,9 массы корпуса ракетной части, жестко соединенного с корпусом ракетной части в месте его утолщения, повысить изгибную жесткость ракетной части и сместить узел изгибных деформаций в район хвостового торца корпуса ракетной части на его местное утолщение, что обеспечивает устойчивость полета за счет снижения изгибных деформаций корпуса и повышение дальности стрельбы. Увеличение длины утолщения выше 0,09 длины корпуса и толщины стенки на этой длине выше 0,036 калибра ведет к утяжелению конструкции и снижению дальности стрельбы. Уменьшение длины утолщения ниже 0,04 и толщины стенки на этом утолщении ниже 0,023 калибра не обеспечивает повышения жесткости корпуса ракетной части, кроме того, при малой длине утолщения существует вероятность непопадания узла изгибных деформаций на утолщение из-за разброса массовых и жесткостных характеристик составных частей реактивного снаряда. При массе моноблока, меньшей 0,7 массы корпуса ракетной части, узел деформаций будет расположен ближе к центру корпуса ракетной части на его тонкостенной части, что приведет к возрастанию местных углов атаки на аэродинамическом стабилизаторе и аэродинамической силы лобового сопротивления. При массе моноблока большей 0,9 массы корпуса ракетной части узел деформаций смещается на моноблок, но при этом возрастает изгибающий момент на корпусе ракетной части вследствие увеличения инерционных нагрузок, действующих на корпус при ускоренном поперечном перемещении моноблока в процессе изгибных колебаний, так как инерционные нагрузки пропорциональны массе моноблока. В результате этого устойчивость полета нарушается и дальность стрельбы снижается.- in the tail of the missile housing by 0.04 ... 0.09 of its wall thickening to 0.023 ... 0.026 gauge and aerodynamic stabilizer and nozzle in the form of a monoblock with a mass of 0.7 ... 0.9 of the mass of the rocket housing of the part rigidly connected to the body of the missile part in the place of its thickening, increase the flexural rigidity of the missile part and shift the knot of bending deformations to the area of the tail end of the body of the missile part to its local thickening, which ensures flight stability by reducing the bending deformations of the body and increasing the firing range. An increase in the thickening length above 0.09 of the body length and wall thickness at this length above 0.036 caliber leads to a heavier structure and a reduction in firing range. Reducing the length of the thickening below 0.04 and the wall thickness at this thickening below 0.023 caliber does not provide an increase in the rigidity of the missile shell, in addition, with a short length of the thickening, there is a possibility that the knot of bending deformations does not fall on the thickening due to the dispersion of the mass and stiffness characteristics of the reactive components shell. When the mass of the monoblock is less than 0.7 of the mass of the body of the missile part, the deformation unit will be located closer to the center of the body of the missile part on its thin-walled part, which will lead to an increase in local angles of attack on the aerodynamic stabilizer and aerodynamic drag force. When the mass of the monoblock is greater than 0.9 the mass of the body of the missile part, the deformation unit is shifted to the monoblock, but the bending moment on the body of the missile part increases due to an increase in the inertial loads acting on the body during accelerated lateral movement of the monoblock during bending vibrations, since the inertial loads are proportional mass of monoblock. As a result, flight stability is impaired and the firing range is reduced.
Сущность изобретения заключается в том, что ракетная часть реактивного снаряда, содержащая тонкостенный корпус из высокопрочной стали удлинением 13...16 калибров, сопло и аэродинамический стабилизатор, в отличие от прототипа согласно изобретению выполнена с корпусом на основной части длины, имеющим толщину стенки 0,014...0,016 калибра и наружный диаметр 0,98...0,99 калибра, а в хвостовой части на 0,04...0,09 длины корпуса выполнено утолщение стенки до 0,023...0,026 калибра, при этом аэродинамический стабилизатор и сопло выполнены в виде моноблока с массой 0,7...0,9 массы корпуса ракетной части, жестко соединенного с корпусом ракетной части в месте его утолщения.The essence of the invention lies in the fact that the rocket part of a rocket containing a thin-walled body made of high-strength steel with an elongation of 13 ... 16 calibers, a nozzle and an aerodynamic stabilizer, in contrast to the prototype according to the invention, is made with a body on the main part of the length having a wall thickness of 0.014. ..0.016 caliber and an outer diameter of 0.98 ... 0.99 caliber, and in the rear part 0.04 ... 0.09 of the body length, a wall was thickened to 0.023 ... 0.026 caliber, while the aerodynamic stabilizer and the nozzle is made in the form of a monoblock with a mass of 0.7 ... 0.9 the mass of the body of the missile part, rigidly connected to the body of the missile part in the place of its thickening.
Сущность предлагаемого изобретения поясняется чертежом, где на фиг.1 представлен общий вид ракетной части реактивного снаряда, на фиг.2 - вид ракетной части в процессе изгибных деформаций.The essence of the invention is illustrated in the drawing, where Fig. 1 shows a general view of the missile part of a rocket, and Fig. 2 is a view of the missile part in the process of bending deformations.
Предлагаемая ракетная часть содержит корпус 1, выполненные в виде моноблока сопло 2 и аэродинамический стабилизатор 3. В хвостовой части корпуса 1 выполнено утолщение стенки 4, на котором располагается узел деформаций 5.The proposed rocket part contains a housing 1, made in the form of a monoblock nozzle 2 and an aerodynamic stabilizer 3. In the rear part of the housing 1, a thickening of the wall 4 is made, on which the
Ракетная часть реактивного снаряда работает следующим образом.The missile part of the rocket works as follows.
При истечении продуктов сгорания из корпуса 1 ракетной части через сопло 2 моноблока возникает реактивная сила, разгоняющая реактивный снаряд до скоростей ≥(3,5...4,0)М, при этом аэродинамический стабилизатор 3 моноблока создает аэродинамическую подъемную силу и стабилизирующий момент. В процессе движения по траектории под действием аэродинамических сил возникают изгибные деформации корпуса 1, которые могут привести к увеличению угла атаки на аэродинамическом 3 стабилизаторе на величину αстаб. За счет смещения узла деформаций 5 на утолщенную часть 4 корпуса 1 амплитуда изгибных деформаций и величина αстаб минимизируются, обеспечивается устойчивый полет и на 15...20% повышается дальность стрельбы.When the products of combustion from the body 1 of the missile unit through the nozzle 2 of the monoblock, a reactive force arises, accelerating the rocket to speeds ≥ (3.5 ... 4.0) M, while the aerodynamic stabilizer 3 of the monoblock creates aerodynamic lifting force and a stabilizing moment. In the process of moving along the trajectory under the action of aerodynamic forces, bending deformations of the housing 1 arise, which can lead to an increase in the angle of attack on the aerodynamic 3 stabilizer by the value of α stub . Due to the displacement of the
Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями опытных образцов ракетных частей, выполненных в соответствии с изобретением.The indicated positive effect is confirmed by testing prototypes of missile units made in accordance with the invention.
В настоящее время разработана конструкторская документация, проведены летные испытания, намечено серийное производство.Currently, design documentation has been developed, flight tests have been conducted, and mass production is scheduled.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003133764/02A RU2255298C1 (en) | 2003-11-19 | 2003-11-19 | Missile unit of jet projectile |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003133764/02A RU2255298C1 (en) | 2003-11-19 | 2003-11-19 | Missile unit of jet projectile |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2255298C1 true RU2255298C1 (en) | 2005-06-27 |
Family
ID=35836735
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2003133764/02A RU2255298C1 (en) | 2003-11-19 | 2003-11-19 | Missile unit of jet projectile |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2255298C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2537189C1 (en) * | 2013-12-12 | 2014-12-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" | Jet projectile rocket section |
| RU2631727C1 (en) * | 2016-10-10 | 2017-09-26 | Владимир Викторович Черниченко | Rocket missile |
| RU2631882C1 (en) * | 2016-10-10 | 2017-09-28 | Владимир Викторович Черниченко | Rocket part of rocket missile |
-
2003
- 2003-11-19 RU RU2003133764/02A patent/RU2255298C1/en active
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| Боевая машина БМ-21. Техническое описание и инструкция по эксплуатации. - М.: Военное издательство МО СССР, 1977 , с. 74-75. * |
| КУРОВ В. Д. и др. Основы проектирования пороховых ракетных снарядов. - М.: Оборонгиз, 1961, с. 11. * |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2537189C1 (en) * | 2013-12-12 | 2014-12-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" | Jet projectile rocket section |
| RU2631727C1 (en) * | 2016-10-10 | 2017-09-26 | Владимир Викторович Черниченко | Rocket missile |
| RU2631882C1 (en) * | 2016-10-10 | 2017-09-28 | Владимир Викторович Черниченко | Rocket part of rocket missile |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| KR100220883B1 (en) | Aerodynamically stabilized projectile system for use against underwater objects | |
| US4301736A (en) | Supersonic, low drag tubular projectile | |
| RU2255298C1 (en) | Missile unit of jet projectile | |
| US8844443B2 (en) | Spin or aerodynamically stabilized ammunition | |
| CN109696093B (en) | Pressure relief type gun shooting posture stabilizing device for eccentric shell | |
| RU2182309C1 (en) | Tail unit of spin-stabilized missile | |
| US7096791B2 (en) | Projectile with improved dynamic shape | |
| RU2442102C1 (en) | Controlled projectile | |
| RU2233419C2 (en) | Jet projectile | |
| RU2459177C1 (en) | Supersonic controlled projectile | |
| RU2325612C1 (en) | Spinning missile | |
| RU2125701C1 (en) | Rocket | |
| RU2207495C1 (en) | Jet projectile | |
| RU2343397C2 (en) | Rocket missile | |
| RU2180093C1 (en) | Supersonic jet projectile | |
| RU2790656C1 (en) | Supersonic guided missile | |
| RU2642693C2 (en) | Supersonic projectile | |
| RU2793906C1 (en) | Detachable ammunition | |
| RU2799901C1 (en) | Supersonic missile | |
| RU2158377C1 (en) | Rocket part of jet projectile | |
| RU2809446C1 (en) | Supersonic spin-stabilized missile | |
| RU2814624C1 (en) | Missile stabilizer | |
| RU2357193C1 (en) | Supersonic jet missile | |
| RU2701658C1 (en) | Bullet "squall" and cartridge for smooth-bore weapons | |
| RU2248515C1 (en) | Spin-stabilized rocket |