RU2313761C1 - Aerodynamic stabilizer of salvo-fire jet projectile - Google Patents
Aerodynamic stabilizer of salvo-fire jet projectile Download PDFInfo
- Publication number
- RU2313761C1 RU2313761C1 RU2006115412/02A RU2006115412A RU2313761C1 RU 2313761 C1 RU2313761 C1 RU 2313761C1 RU 2006115412/02 A RU2006115412/02 A RU 2006115412/02A RU 2006115412 A RU2006115412 A RU 2006115412A RU 2313761 C1 RU2313761 C1 RU 2313761C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- stabilizer
- blades
- blade
- fairing
- angle
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к реактивным снарядам систем залпового огня.The invention relates to the field of rocketry, and in particular to rockets of multiple launch rocket systems.
Объект изобретения представляет собой аэродинамический стабилизатор к реактивному снаряду системы залпового огня повышенной кучности стрельбы.The object of the invention is an aerodynamic stabilizer to a rocket of a multiple launch rocket system of high accuracy.
Для успешной борьбы со многими площадными и крупноразмерными наземными целями широко применяются реактивные системы залпового огня. В состав их входят реактивные снаряды различного назначения. Стабилизация таких снарядов на траектории осуществляется с помощью аэродинамических стабилизаторов. Так известны реактивные снаряды М8 и М13, обеспечивающие поражение площадных и крупноразмерных целей (смотри, например, Куров В.Д., Должанский Ю.М. Основы проектирования пороховых ракетных снарядов. - М.: Оборонгиз 1961, с.11), реактивный снаряд по патенту США №3174430, принятые за аналоги. В их конструкции используются стабилизаторы, содержащие прочно скрепленные с корпусом (обтекателем) лопасти.To successfully deal with many areal and large-sized ground targets, multiple launch rocket systems are widely used. Their composition includes rockets for various purposes. The stabilization of such shells on the trajectory is carried out using aerodynamic stabilizers. So known missiles M8 and M13, providing the defeat of area and large-sized targets (see, for example, Kurov V.D., Dolzhansky Yu.M. Basics of the design of powder rocket shells. - M .: Oborongiz 1961, p.11), missile according to US patent No. 3174430, adopted for analogues. In their design, stabilizers are used, containing blades firmly fastened to the body (fairing).
Задачей данного технического решения являлось обеспечение устойчивого полета реактивных снарядов. Однако наличие прочно скрепленного (нераскрывающегося) оперения не позволяет разместить на пусковой установке большое количество снарядов, что снижает эффективность применения системы.The objective of this technical solution was to ensure a stable flight of rockets. However, the presence of a strongly bonded (non-revealing) plumage does not allow placing a large number of shells on the launcher, which reduces the effectiveness of the system.
Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией аэродинамического стабилизатора реактивного снаряда залпового огня является наличие в составе аналогов стабилизатора, содержащего обтекатель и лопасти.Common signs with the design of the aerodynamic stabilizer of a multiple launch rocket proposed by the authors is the presence of a stabilizer containing a fairing and blades as part of the analogues.
Опыт проектирования и эксплуатации реактивных систем залпового огня показал, что наиболее рациональным компоновочным решением является размещение реактивных снарядов перед пуском и запуск их из трубчатых направляющих. В этом случае на одной транспортной единице (боевой машине) удается разместить наибольшее количество реактивных снарядов. Запуск реактивного снаряда из трубчатой направляющей требует применения на нем стабилизатора с подвижными лопастями. Лопасти такого стабилизатора находятся в сложенном положении перед запуском и в процессе движения по направляющей, а после выхода из направляющей раскрываются.The experience in the design and operation of multiple launch rocket systems showed that the most rational layout solution is the placement of rockets before launch and launching them from tube guides. In this case, it is possible to place the largest number of rockets on one transport unit (combat vehicle). Launching a missile from a tubular guide requires the use of a stabilizer with moving blades on it. The blades of such a stabilizer are in a folded position before starting and in the process of moving along the guide, and after leaving the guide open.
Наиболее близкой по технической сущности и достигаемому техническому эффекту к изобретению является стабилизатор реактивного снаряда системы залпового огня «Смерч» (журнал "Military Parade", M., АО «Милитэри Перейд», may-june 1994, р.22-27 /120-121/), принятый авторами за прототип. Он содержит обтекатель с пазами, в котором на осях закреплены складывающиеся лопасти. Раскрытие лопастей производится под действием специальных пружин, размещенных на осях и работающих на сжатие и кручение. Эти стабилизаторы нашли применение в реактивных снарядах (в первую очередь залпового огня) последних поколений.The closest in technical essence and the achieved technical effect to the invention is the stabilizer of the rocket launcher system "Smerch" (magazine "Military Parade", M., JSC "Military Transition", may-june 1994, p.22-27 / 120- 121 /), adopted by the authors for the prototype. It contains a fairing with grooves in which folding blades are fixed on the axes. The disclosure of the blades is carried out under the action of special springs placed on the axles and working on compression and torsion. These stabilizers have found application in rockets (primarily volley fire) of recent generations.
Стабилизатор, принятый за прототип, функционирует следующим образом. Перед запуском реактивного снаряда лопасти стабилизатора находятся в сложенном состоянии. После запуска в течение некоторого времени, пока снаряд движется по направляющей, лопасти стабилизатора продолжают находиться в сложенном состоянии. После схода с направляющей лопасти под действием пружин, работающих на кручение, поворачиваются на осях и оказываются напротив пазов обтекателя. Под действием усилия сжатия пружин лопасти должны войти в пазы и обеспечить стабилизацию снаряда. При этом, в случае нерегламентированной ширины и конфигурации пазов, возможно неполное вхождение лопастей в них и наличие люфта лопастей (возможность углового перемещения лопасти относительно оси). Это связано с тем, что при большой ширине входной части паза лопасть достаточно надежно фиксируется в нем, но имеет большой угловой люфт. При уменьшении ширины входной части паза люфт лопасти уменьшается, но вследствие большой угловой скорости вращения лопасти в конечной фазе раскрытия, достигающей 100 рад/с, время нахождения лопасти против паза составляет 0,001-0,0015 с, что недостаточно для надежной фиксации лопасти. Как люфт оперения, так и ненадежная фиксация приводят к существенному увеличению амплитуды колебаний снаряда на траектории, а следовательно, к снижению дальности и кучности стрельбы.The stabilizer adopted for the prototype operates as follows. Before launching a rocket, the stabilizer blades are in a folded state. After starting for some time, while the projectile moves along the guide, the stabilizer blades continue to be folded. After leaving the guide vanes under the action of torsion springs, they rotate on the axes and are opposite the grooves of the fairing. Under the action of the compression force of the springs, the blades must enter the grooves and provide stabilization of the projectile. Moreover, in the case of an unregulated width and configuration of the grooves, incomplete entry of the blades into them and the presence of backlash of the blades (the possibility of angular movement of the blades relative to the axis) are possible. This is due to the fact that with a large width of the inlet part of the groove, the blade is quite reliably fixed in it, but has a large angular backlash. With a decrease in the width of the inlet part of the groove, the blade backlash decreases, but due to the large angular velocity of rotation of the blade in the final opening phase, reaching 100 rad / s, the time spent by the blade against the groove is 0.001-0.0015 s, which is insufficient for reliable fixation of the blade. Both plumage backlash and unreliable fixation lead to a significant increase in the amplitude of the shell’s vibrations along the trajectory, and, consequently, to a decrease in the range and accuracy of fire.
Задачей данного технического решения (прототипа) являлось повышение боевой эффективности системы за счет размещения на боевой машине наибольшего количества реактивных снарядов залпового огня.The objective of this technical solution (prototype) was to increase the combat effectiveness of the system by placing the largest number of multiple launch rockets on the combat vehicle.
Общими признаками с предлагаемым аэродинамическим стабилизатором реактивного снаряда залпового огня является наличие в стабилизаторе - прототипе обтекателя с пазами и осей с размещенными на них пружинами и складывающимися лопастями.Common features with the proposed aerodynamic stabilizer of a multiple launch rocket are the stabilizer, a prototype of a fairing with grooves and axles with springs and folding vanes placed on them.
В отличие от прототипа в обтекателе предлагаемого аэродинамического стабилизатора реактивного снаряда залпового огня пазы в обтекателе содержат фиксаторы клиновидной формы, выполненные с расширением во входной части до 1,15-1,7 толщины взаимодействующих с ними ушек лопасти, при этом продольная поверхность паза наклонена к продольной оси стабилизатора под углом 0,3°-1,0°, а фиксирующая поверхность расположена под углом 5°-8° к ней.Unlike the prototype in the fairing of the proposed aerodynamic stabilizer of a multiple launch rocket, the grooves in the fairing contain wedge-shaped clamps made with expansion in the entrance part to 1.15-1.7 of the thickness of the ears of the blade interacting with them, while the longitudinal surface of the groove is inclined to the longitudinal the axis of the stabilizer at an angle of 0.3 ° -1.0 °, and the fixing surface is located at an angle of 5 ° -8 ° to it.
Это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существующих признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.This allows us to conclude that there is a causal relationship between the totality of existing features of the claimed technical solution and the achieved technical result.
Задачей предлагаемого изобретения является создание аэродинамического стабилизатора реактивного снаряда залпового огня, обеспечивающего повышение (по сравнению с прототипом) дальности и точности стрельбы за счет обеспечения надежной фиксации лопастей в пазах обтекателя, исключающей как возможность выхода лопастей из фиксаторов в полете, так и люфт лопастей оперения.The objective of the invention is the creation of an aerodynamic stabilizer of a multiple launch rocket, providing increased (compared with the prototype) range and accuracy by ensuring reliable fixation of the blades in the grooves of the fairing, which excludes the possibility of the blades coming out of the retainers in flight, and the backlash of the feathering blades.
Указанный технический результат достигается тем, что в аэродинамическом стабилизаторе, содержащем обтекатель с пазами, оси с размещенными на них пружинами и складывающимися лопастями, согласно изобретению в пазах обтекателя выполнены фиксаторы клиновидной формы с расширением во входной части до 1,15-1,7 толщины взаимодействующих с ними ушек лопастей, при этом продольная поверхность паза наклонена к продольной оси стабилизатора под углом 0,3°-1,0°, а фиксирующая поверхность расположена под углом 5°-8° к ней.The specified technical result is achieved by the fact that in the aerodynamic stabilizer containing a fairing with grooves, axes with springs placed on them and folding blades, according to the invention, wedge-shaped clamps are made in the fairing grooves with an expansion in the input part of up to 1.15-1.7 interacting thicknesses with them the ears of the blades, while the longitudinal surface of the groove is inclined to the longitudinal axis of the stabilizer at an angle of 0.3 ° -1.0 °, and the fixing surface is located at an angle of 5 ° -8 ° to it.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между деталями аэродинамического стабилизатора, позволяют, в частности, за счет выполнения:A new set of structural elements, as well as the presence of connections between the parts of the aerodynamic stabilizer, allow, in particular, due to the following:
- фиксаторов клиновидной кормы в пазах обтекателя, имеющих расширение во входной части до 1,15-1,7 толщины взаимодействующих с ними ушек лопасти, обеспечить надежную фиксацию лопасти в обтекателе в процессе раскрытия с близким к нулю угловым люфтом. Как показали лабораторные испытания для надежной фиксации лопасти необходимо ее захождение в фиксатор (за время нахождения лопасти против фиксатора) не менее, чем на половину его глубины. При ширине входной части фиксатора меньшей 1,15 толщины взаимодействующего с ним ушка лопасти время нахождения лопасти против фиксатора настолько мало, что это условие не выполняется. В результате этого снаряд может потерять устойчивость движения, а следовательно снизится дальность и кучность стрельбы. Увеличение входной части фиксатора более 1,7 толщины ушка лопасти приводит к увеличению углового люфта до 3°-7°, что ведет к росту амплитуды колебаний снаряда и снижению дальности стрельбы до 5% и кучности стрельбы до 2 - 3 раз.- clamps of the wedge-shaped stern in the grooves of the fairing, having an expansion in the input part up to 1.15-1.7 of the thickness of the ears of the blade interacting with them, to ensure reliable fixation of the blade in the fairing during the opening process with an angular play close to zero. As laboratory tests have shown, for reliable fixation of the blade, it is necessary to go into the retainer (while the blade is against the retainer) not less than half its depth. When the width of the input part of the retainer is less than 1.15 of the thickness of the blade eye interacting with it, the time spent by the blade against the retainer is so short that this condition is not fulfilled. As a result of this, the projectile may lose stability of movement, and therefore the range and accuracy of fire will decrease. An increase in the input part of the latch of more than 1.7 of the thickness of the ear of the blade leads to an increase in angular play to 3 ° -7 °, which leads to an increase in the amplitude of oscillations of the projectile and a reduction in firing range to 5% and accuracy of fire to 2 to 3 times.
- выполнение продольной поверхности паза с наклоном под углом 0,3°-1,0° к продольной оси стабилизатора позволяет повысить надежность фиксации лопасти в обтекателе за счет того, что сила реакции со стороны этой поверхности паза, действующая на лопасть в момент ее соударения с обтекателем при раскрытии и в полете, когда аэродинамическая подъемная сила действует на раскрытие лопасти, направлена в сторону фиксатора. При угле менее 0,3° этот эффект незначителен, а при угле более 1,0° уменьшается площадь контакта лопасти с обтекателем, что отрицательно сказывается на прочности лопасти.- the execution of the longitudinal surface of the groove with an inclination at an angle of 0.3 ° -1.0 ° to the longitudinal axis of the stabilizer allows to increase the reliability of fixing the blades in the fairing due to the fact that the reaction force from the side of this groove surface acting on the blade at the moment of its collision with fairing during opening and in flight, when the aerodynamic lifting force acts on the opening of the blades, is directed towards the latch. At an angle of less than 0.3 °, this effect is negligible, and at an angle of more than 1.0 °, the contact area between the blade and the cowling decreases, which negatively affects the strength of the blade.
- выполнение фиксирующей поверхности под углом 5°-8° к продольной поверхности паза позволяет исключить расфиксацию лопасти в процессе полета. Как показывают эксперименты, увеличение этого угла свыше 8° ведет к снижению кучности стрельбы до двух раз вследствие того, что сила трения между поверхностями лопасти и обтекателя оказывается меньше аэродинамической подъемной силы, вытесняющей лопасть из фиксатора (в случае, когда эта сила направлена на закрытие лопасти), на некоторое время лопасть расфиксируется и перестает оказывать стабилизирующее действие. Уменьшение угла ниже 5° ведет к увеличению длины фиксаторов, при которой обеспечивается надежная фиксация лопасти, а следовательно к увеличению площади окон в обтекателе, увеличению лобового сопротивления снаряда и снижению дальности стрельбы.- the implementation of the fixing surface at an angle of 5 ° -8 ° to the longitudinal surface of the groove allows you to exclude the release of the blades during the flight. As experiments show, an increase in this angle over 8 ° leads to a reduction in the accuracy of firing by two times due to the fact that the friction force between the surfaces of the blade and the fairing is less than the aerodynamic lifting force displacing the blade from the retainer (in the case when this force is aimed at closing the blade ), for some time the blade is released and ceases to have a stabilizing effect. A decrease in the angle below 5 ° leads to an increase in the length of the clamps, which ensures reliable fixation of the blade, and therefore to an increase in the area of the windows in the fairing, an increase in the drag of the projectile and a decrease in the firing range.
Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг.1 изображен общий вид стабилизатора, а на фиг.2 - паз обтекателя в увеличенном масштабе.The invention is illustrated in the drawing, where figure 1 shows a General view of the stabilizer, and figure 2 - groove of the fairing on an enlarged scale.
Аэродинамический стабилизатор состоит из обтекателя 1 с пазами 2, осей 3, пружин 4 и раскрывающихся лопастей. Лопасть содержит аэродинамическую поверхность 5, обеспечивающую создание подъемной силы, и ушки 6, обеспечивающие крепление лопасти на оси 3. Пазы 2 обтекателя 1 содержат фиксаторы 7 клиновидной формы с расширением во входной части шириной (b) 1,15-1,7 толщины (а) взаимодействующих с ними ушек лопасти 6. Продольная поверхность паза (с) наклонена к продольной оси стабилизатора под углом β=0,3°-1,0°, а фиксирующая поверхность (d) составляет с поверхностью (с) угол α=5°-8°.The aerodynamic stabilizer consists of a fairing 1 with
Предлагаемый аэродинамический стабилизатор работает следующим образом.The proposed aerodynamic stabilizer operates as follows.
При движении снаряда по трубчатой направляющей лопасти 5 находятся в уложенном вокруг обтекателя 1 положении. При выходе стабилизатора из направляющей начинается раскрытие лопастей 5 под действием пружин 4. В процессе раскрытия лопасть 5 ударяется о продольную поверхность (с) паза 2 и под действием силы реакции начинает движение в обратном направлении. За промежуток времени, когда ушки 6 лопастей 5 находятся против фиксаторов 7, расположенных в пазах 2 обтекателя 1, под действием пружин 4 происходит вхождение и фиксация лопастей 5 в прорезях фиксаторов 7 пазов 2. В процессе полета по траектории на лопасть 5 действует аэродинамическая подъемная сила, стабилизирующая снаряд. При вращении снаряда относительно продольной оси, что является характерным для снарядов залпового огня, эта сила имеет знакопеременный характер. Предлагаемый наклон продольной поверхности паза 2 и фиксирующей поверхности фиксатора 7 (углы α и β) обеспечивает надежную фиксацию лопастей 5 в обтекателе 1 в течение всего полета, а следовательно и устойчивое движение снаряда.When the projectile moves along the tubular guide vanes 5 are in the position laid around the fairing 1. When the stabilizer exits from the guide, the opening of the blades 5 begins under the action of the springs 4. In the process of opening, the blade 5 hits the longitudinal surface (c) of the
Указанный положительный эффект подтвержден летно-конструкторскими испытаниями образцов реактивных снарядов залпового огня, оснащенных аэродинамическими стабилизаторами, выполненными в соответствии с предлагаемым изобретением.The indicated positive effect is confirmed by flight design tests of multiple rocket launcher rockets equipped with aerodynamic stabilizers made in accordance with the invention.
В настоящее время ведется разработка рабочей конструкторской документации, намечено серийное производство стабилизатора предлагаемой конструкции.Currently, development of working design documentation is underway, mass production of the stabilizer of the proposed design is scheduled.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006115412/02A RU2313761C1 (en) | 2006-05-04 | 2006-05-04 | Aerodynamic stabilizer of salvo-fire jet projectile |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006115412/02A RU2313761C1 (en) | 2006-05-04 | 2006-05-04 | Aerodynamic stabilizer of salvo-fire jet projectile |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2313761C1 true RU2313761C1 (en) | 2007-12-27 |
Family
ID=39019019
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2006115412/02A RU2313761C1 (en) | 2006-05-04 | 2006-05-04 | Aerodynamic stabilizer of salvo-fire jet projectile |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2313761C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2549999C1 (en) * | 2014-03-04 | 2015-05-10 | Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Folding airfoil with two lines of folding |
| RU2790653C1 (en) * | 2022-09-23 | 2023-02-28 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" им. А.Н. Ганичева" | Rocket stabilizer |
-
2006
- 2006-05-04 RU RU2006115412/02A patent/RU2313761C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| "Military Parade", M., АО "Милитэри Перейд", may-june 1994, р. 22-27. * |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2549999C1 (en) * | 2014-03-04 | 2015-05-10 | Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Folding airfoil with two lines of folding |
| RU2790653C1 (en) * | 2022-09-23 | 2023-02-28 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" им. А.Н. Ганичева" | Rocket stabilizer |
| RU2790655C1 (en) * | 2022-09-23 | 2023-02-28 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" им. А.Н. Ганичева" | Rocket projectile stabilizer |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US11525655B1 (en) | Methods for extended-range, enhanced-precision gun-fired rounds using g-hardened flow control systems | |
| EP2062006B1 (en) | Delayed tail fin deployment mechanism and method | |
| US20050115443A1 (en) | Methods and apparatus for increasing aerodynamic performance of projectiles | |
| SE528624C2 (en) | Increasing a range of trajectory shells for explosive substances by utilizing folding/fixed rear guide fins with specified radial extent range and folding/fixed front steerable so-called canard fins with aerodynamic bearing surfaces | |
| US7083140B1 (en) | Full-bore artillery projectile fin development device and method | |
| US4607810A (en) | Passive constraint for aerodynamic surfaces | |
| US4523728A (en) | Passive auto-erecting alignment wings for long rod penetrator | |
| US20120210901A1 (en) | Self-sprung stabilization fin system for gun-launched artillery projectiles | |
| US20220252382A1 (en) | Maneuvering aeromechanically stable sabot system | |
| RU2313761C1 (en) | Aerodynamic stabilizer of salvo-fire jet projectile | |
| US5040746A (en) | Finned projectile with supplementary fins | |
| RU2391621C1 (en) | Aerodynamical stabiliser of volley fire missile | |
| RU2726103C1 (en) | Rock-stabilized missile for launching from tubular with guide helical slot | |
| RU2343397C2 (en) | Rocket missile | |
| RU2239782C1 (en) | Jet projectile | |
| RU2459177C1 (en) | Supersonic controlled projectile | |
| RU2790656C1 (en) | Supersonic guided missile | |
| RU2125702C1 (en) | Aerodynamic stabilizer of rocket projectile for salvo firing | |
| RU2328695C2 (en) | Supersonic jet shell fin | |
| RU2806605C1 (en) | Rotating rocket projectile launched from tubular guide | |
| RU2799899C1 (en) | Unit of the control system of a rocket launched from a tubular guide | |
| RU2814640C1 (en) | Missile | |
| RU2790653C1 (en) | Rocket stabilizer | |
| RU2790655C1 (en) | Rocket projectile stabilizer | |
| RU2357193C1 (en) | Supersonic jet missile |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20110505 |