RU2325612C1 - Вращающаяся ракета - Google Patents
Вращающаяся ракета Download PDFInfo
- Publication number
- RU2325612C1 RU2325612C1 RU2006131766/02A RU2006131766A RU2325612C1 RU 2325612 C1 RU2325612 C1 RU 2325612C1 RU 2006131766/02 A RU2006131766/02 A RU 2006131766/02A RU 2006131766 A RU2006131766 A RU 2006131766A RU 2325612 C1 RU2325612 C1 RU 2325612C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- mass
- rotating
- center
- warhead
- Prior art date
Links
Landscapes
- Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области военной техники и может быть использовано при разработке вращающихся ракет реактивных систем залпового огня. Технический результат - повышение эффективности огневого поражения цели. Вращающаяся ракета содержит боевую часть с размещенным в цилиндрическом корпусе жидкотекучим наполнителем, воздушной полостью и расположенным на оси симметрии вращающейся ракеты стержнем. Ракета также содержит ракетный, аэродинамический стабилизатор с косопоставленными лопастями и газодинамическую систему угловой стабилизации с соплами. Объем воздушной полости составляет 0,2-0,05 объема цилиндрического корпуса, а расстояние между центром масс вращающейся ракеты и центром масс боевой части не превышает величины, определяемой по математическому выражению. 1 ил.
Description
Изобретение относится к области военной техники и может быть использовано при разработке вращающихся ракет реактивных систем залпового огня.
Объект изобретения представляет собой ракету реактивной системы залпового огня с повышенной кучностью и точностью стрельбы и эффективностью огневого действия, предназначен для вооружения ракетно-артиллерийских частей сухопутных войск и может найти широкое применение в области ракетной техники.
Как известно, в настоящее время проводятся работы по повышению эффективности поражения целей за счет применения ракет с боевыми частями с жидкотекучим наполнителем. Одним из основных критериев эффективности таких ракет является количество жидкотекучего 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.
Известна вращающаяся ракета по патенту РФ №2154799 F42B 12/44, содержащая боевую часть с жидкотекучим наполнителем и воздушной полостью, устройство для разбрасывания и воспламенения жидкотекучего наполнителя, ракетный двигатель и аэродинамический стабилизатор с косопоставленными лопастями.
Такая конструкция ракеты позволяет повысить параметры огневого поражения цели за счет снаряжения боевой части жидкотекучим наполнителем, для компенсации температурного расширения которого она снабжена воздушной полостью, так как отсутствие воздушной полости при температурных колебаниях может приводить к нарушению целостности ракеты. Для боевых частей ракет систем залпового огня необходима фиксация местоположения воздушной полости в боевой части, нарушение положения которой ведет к возникновению значительного дисбаланса масс. Перемещение жидкотекучего наполнителя в процессе полета ракеты из-за наличия воздушной полости в боевой части может привести к возникновению локальной неустойчивости ракеты и, как следствие, потере устойчивости полета, вплоть до схода ракеты с траектории. Фиксация положения воздушной полости в боевой части достигается за счет ограничения величины отношения начальных значений моментов инерции к их конечным значениям и ограничения объема воздушной полости в объеме боевой части.
Таким образом, задачей данного технического решения являлось повышение огневого поражения цели за счет доставки к цели жидкотекучего наполнителя в боевой части без предъявления высоких требований к кучности стрельбы.
Для повышения кучности и точности стрельбы широкое применение нашли газодинамические системы угловой стабилизации с соплами, позволяющие обеспечить повышение характеристик кучности стрельбы.
Известна вращающаяся ракета по патенту РФ №2071027 F42B 12/00, содержащая боевую часть, ракетный двигатель, аэродинамический стабилизатор с косопоставленными лопастями и газодинамическую систему угловой стабилизации с соплами.
Задачей данного технического решения являлось обеспечение высокой кучности и точности стрельбы на дальностях свыше 40 км без предъявления высоких требований эффективности огневого поражения целей.
Наиболее близкой по технической сути и достигаемому техническому результату является вращающаяся ракета по патенту РФ №2248515 F42B 12/36, принятая авторами за прототип. Ракета содержит боевую часть с цилиндрическим корпусом с жидкотекучим наполнителем и воздушной полостью, ракетный двигатель и аэродинамический стабилизатор с косопоставленными лопастями.
Такая конструкция ракеты позволяет повысить эффективность огневого поражения, а также кучности стрельбы за счет учета влияния стартовых осевых перегрузок и колебательных движений корпуса ракеты на поведение в жидкотекучем наполнителе воздушной полости и повысить устойчивость полета вращающейся ракеты путем гарантированного фиксирования положения воздушной полости в жидкотекучем наполнителе на стартовом участке траектории ракеты.
Таким образом, задачей данного технического решения являлось повышение огневого поражения цели за счет доставки к цели жидкотекучего наполнителя в боевой части и повышение кучности стрельбы за счет фиксации положения воздушной полости в жидкотекучем наполнителе на стартовом участке траектории ракеты без предъявления высоких требований к кучности стрельбы на дальностях свыше 40 км.
К причинам, препятствующим достижению указанного ниже технического результата вращающейся ракеты, принятой авторами за прототип, является недостаточная степень фиксации положения воздушной полости в жидкотекучем наполнителе в радиальном направлении относительно оси симметрии ракеты, что приводит к колебаниям воздушной полости относительно оси симметрии вращающейся ракеты, возникновению дисбаланса масс и ухудшению кучности и точности стрельбы.
Общими признаками у предлагаемой авторами вращающейся ракеты с прототипом является наличие боевой части с корпусом с жидкотекучим наполнителем и воздушной полостью, ракетного двигателя, аэродинамического стабилизатора с косопоставленными лопастями.
В отличие от прототипа предлагаемая вращающаяся ракета содержит газодинамическую систему угловой стабилизации с соплами, а цилиндрический корпус имеет расположенный на оси симметрии вращающейся ракеты стержень диаметром dc=(0,3-0,6)D, где D - диаметр цилиндрического корпуса, объем воздушной полости составляет 0,2-0,05 объема цилиндрического корпуса, а расстояние Lбч между центром масс вращающейся ракеты и центром масс боевой части не превышает величины Lрд+Lcyc·Lст/L, где Lрд - расстояние между центром масс вращающейся ракеты и центром масс ракетного двигателя, Lсус - расстояние между центром масс вращающейся ракеты и соплами газодинамической системы угловой стабилизации, Lст - расстояние между центром масс вращающейся ракеты и серединой корневой хорды лопасти аэродинамического стабилизатора, L - длина вращающейся ракеты.
Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым результатом.
Указанные признаки, отличные от прототипа и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой охраны, во всех случаях достаточны.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение эффективности огневого поражения, а также точности и кучности стрельбы вращающейся ракеты на дальностях свыше 40 км путем гарантированного фиксирования положения воздушной полости в жидкотекучем наполнителе в радиальном направлении при действии управляющего усилия газодинамической системы угловой стабилизации.
Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известной вращающейся ракете, содержащей боевую часть с цилиндрическим корпусом с жидкотекучим наполнителем и воздушной полостью, ракетный двигатель, аэродинамический стабилизатор с косопоставленными лопастями, особенность заключается в том, что вращающаяся ракета содержит газодинамическую систему угловой стабилизации с соплами, а цилиндрический корпус имеет расположенный на оси симметрии вращающейся ракеты стержень диаметром dc=(0,3-0,6)D, где D - диаметр цилиндрического корпуса, объем воздушной полости составляет 0,2-0,05 объема цилиндрического корпуса, а расстояние Lбч между центром масс вращающейся ракеты и центром масс боевой части не превышает величины Lрд+Lсус·Lст/L, где Lрд - расстояние между центром масс вращающейся ракеты и центром масс ракетного двигателя, Lсус - расстояние между центром масс вращающейся ракеты и соплами газодинамической системы угловой стабилизации, Lст - расстояние между центром масс вращающейся ракеты и серединой корневой хорды лопасти аэродинамического стабилизатора, L - длина вращающейся ракеты.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между деталями заявляемой вращающейся ракеты позволяет, в частности, за счет:
- газодинамической системы угловой стабилизации с соплами повысить кучность и точность стрельбы на дальностях свыше 40 км;
- размещения в цилиндрическом корпусе с жидкотекучим наполнением на продольной оси вращающейся ракеты стержня диаметром dc=(0,3-0,6)D одновременно с выбором расстояния между центром масс ракеты и центром масс боевой части Lбч не более Lрд+Lсус·Lст/L обеспечить гарантированное фиксирование положения воздушной полости в жидкотекучем наполнителе в радиальном направлении при действии управляющего усилия газодинамической системы угловой стабилизации. При диаметре стержня менее 0,3D или превышении Lбч величины Lрд+Lсус·Lст/L не обеспечивается гарантированное фиксирование положения воздушной полости в жидкотекучем наполнителе в радиальном направлении при действии управляющего усилия газодинамической системы угловой стабилизации, что приводит к возникновению дисбаланса масс при действии управляющего усилия газодинамической системой угловой стабилизации с соплами, возникновению дополнительных динамических ошибок системы угловой стабилизации и, как следствие, ухудшению кучности и точности. При диаметре стержня более 0,6D уменьшается количество горючей композиции, что приводит к резкому снижению эффективности огневого поражения цели;
- выполнения объема воздушной полости составляющего 0,2-0,05 объема цилиндрического корпуса обеспечить требуемые параметры воздушного полости в полете. При увеличении воздушной полости более 0,2 объема цилиндрического корпуса из-за увеличения размера возрастает риск ее распада на фрагменты, отрицательно влияющие на устойчивость полета вращающейся ракеты. При уменьшении объема воздушной полости менее 0,05 объема цилиндрического корпуса не обеспечивается компенсация температурного расширения жидкотекучего наполнителя, что при температурных колебаниях может приводить к нарушению целостности ракеты.
Признаки, отличающие предлагаемое техническое решение от прототипа, не выявлены в других технических решения в процессе патентных исследований, что позволяет сделать вывод о соответствии изобретения критерию «новизна».
Исследуя уровень техники в ходе проведения патентного поиска по всем видам сведений, доступных в странах бывшего СССР и зарубежных странах, обнаружено, что предлагаемое техническое решение явным образом не следует из известного уровня техники, следовательно, можно сделать вывод о соответствии критерию «изобретательский уровень».
Сущность изобретения заключается в том, что во вращающейся ракете, содержащей боевую часть с цилиндрическим корпусом с жидкотекучим наполнителем и воздушной полостью, ракетный двигатель, аэродинамический стабилизатор с косопоставленными лопастями, особенность заключается в том, что вращающаяся ракета содержит газодинамическую систему угловой стабилизации с соплами, а цилиндрический корпус имеет расположенный на оси симметрии вращающейся ракеты стержень диаметром dc=(0,3-0,6)D, где D - диаметр цилиндрического корпуса, объем воздушной полости составляет 0,2-0,05 объема цилиндрического корпуса, а расстояние Lбч между центром масс вращающейся ракеты и центром масс боевой части не превышает величины Lрд+Lсус·Lст/L, где Lрд - расстояние между центром масс вращающейся ракеты и центром масс ракетного двигателя, Lсус - расстояние между центром масс вращающейся ракеты и соплами газодинамической системы угловой стабилизации, Lст - расстояние между центром масс вращающейся ракеты и серединой корневой хорды лопасти аэродинамического стабилизатора, L - длина вращающейся ракеты.
Сущность изобретения поясняется чертежом, где изображен общий вид вращающейся ракеты.
Предлагаемая вращающаяся ракета имеет боевую часть 3 с цилиндрическим корпусом 6 с жидкотекучим наполнителем 4, воздушной полостью 5 и стержнем 7, ракетный двигатель 2, аэродинамический стабилизатор с косопоставленными лопастями 1 и газодинамическую систему угловой стабилизации с соплами 8.
Кроме того, на чертеже показаны положение центра масс Хр вращающейся ракеты, положение центра масс ракетного двигателя Хрд, положение центра масс боевой части Хбч.
Вышеописанная вращающаяся ракета работает следующим образом.
После запуска ракетного двигателя 2 и газодинамической системы угловой стабилизации с соплами 8 ракета при движении по заданной траектории взаимодействует с набегающим потоком воздуха и за счет аэродинамического стабилизатора с косопоставленными соплами 1 раскручивается, при этом центробежные силы перемещают жидкое наполнение 4 в цилиндрическом корпусе 6 боевой части 3 в радиальном направлении, а воздушная полость 5 размещается в центре вдоль продольной оси вращающейся ракеты, принимая устойчивую форму воздушного ядра. В полете по траектории на ракету действуют ветровые возмущения, создающие опрокидывающий момент, корректируемый газодинамической системой угловой стабилизации с соплами 8. Радиальное перемещение воздушного ядра из-за действия корректирующего усилия газодинамической системы угловой стабилизации с соплами ведет к возникновению дисбаланса масс, появлению дополнительных динамических ошибок системы угловой стабилизации и, как следствие, ухудшению кучности и точности стрельбы. В изобретении фиксация положения воздушного ядра обеспечивается благодаря оптимальному расположению центра масс боевой части относительно центра масс вращающейся ракеты, ограничению объема воздушного ядра и наличию в цилиндрическом корпусе стержня, расположенного на оси симметрии вращающейся ракеты. В этом случае положение воздушного ядра фиксируется на продольной оси вращающейся ракеты в радиальном направлении за счет действия поперечной силы (см., например, Л.Г.Лойцянский «Механика жидкости и газа», М.: Дрофа, 2003 стр.177) и сохраняется во всех диапазонах изменения параметров движения вращающейся ракеты до подхода ее к цели, срабатывания боевой части и последующего огневого поражения цели.
Выполнение вращающейся ракеты в соответствии с изобретением позволяет повысить эффективность огневого поражения цели, а также повысить точность и кучность стрельбы на дальностях свыше 40 км.
Изобретение может быть использовано при разработке вращающихся ракет, в том числе реактивных снарядов реактивных систем залпового огня.
Указанный положительный эффект подтвержден испытаниями опытных образцов вращающейся ракеты, выполненных в соответствии с изобретением.
На основе предлагаемого изобретения разработана конструкторская документация. Намечено серийное производство.
Claims (1)
- Вращающаяся ракета, содержащая боевую часть с размещенным в цилиндрическом корпусе жидкотекучим наполнителем с образованием в нем воздушной полости, ракетный двигатель, аэродинамический стабилизатор с косопоставленными лопастями, отличающаяся тем, что она снабжена стержнем, размещенным в цилиндрическом корпусе, и газодинамической системой угловой стабилизации с соплами, причем стержень расположен на оси симметрии вращающейся ракеты и выполнен с диаметром dc=(0,3-0,6)D, где D - диаметр цилиндрического корпуса, а жидкотекучий наполнитель размещен в цилиндрическом корпусе с образованием воздушной полости в объеме, равном 0,2-0,05 объема цилиндрического корпуса, при этом расстояние Lбч между центром масс вращающейся ракеты и центром масс боевой части не превышает величины Lрд+Lcyc·Lст/L, где Lрд - расстояние между центром масс вращающейся ракеты и центром масс ракетного двигателя, Lcyc - расстояние между центром масс вращающейся ракеты и соплами газодинамической системы угловой стабилизации, Lст - расстояние между центром масс вращающейся ракеты и серединой корневой хорды лопасти аэродинамического стабилизатора, L - длина вращающейся ракеты.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2006131766/02A RU2325612C1 (ru) | 2006-09-04 | 2006-09-04 | Вращающаяся ракета |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2006131766/02A RU2325612C1 (ru) | 2006-09-04 | 2006-09-04 | Вращающаяся ракета |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2006131766A RU2006131766A (ru) | 2008-03-10 |
RU2325612C1 true RU2325612C1 (ru) | 2008-05-27 |
Family
ID=39280563
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2006131766/02A RU2325612C1 (ru) | 2006-09-04 | 2006-09-04 | Вращающаяся ракета |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2325612C1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2732370C1 (ru) * | 2020-02-27 | 2020-09-16 | Акционерное общество "Брянский химический завод имени 50-летия СССР" | Вращающаяся ракета |
RU2742897C1 (ru) * | 2020-10-05 | 2021-02-11 | Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Факел" имени Академика П.Д. Грушина" | Зенитная ракета |
-
2006
- 2006-09-04 RU RU2006131766/02A patent/RU2325612C1/ru active
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2732370C1 (ru) * | 2020-02-27 | 2020-09-16 | Акционерное общество "Брянский химический завод имени 50-летия СССР" | Вращающаяся ракета |
RU2742897C1 (ru) * | 2020-10-05 | 2021-02-11 | Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Факел" имени Академика П.Д. Грушина" | Зенитная ракета |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2006131766A (ru) | 2008-03-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2325612C1 (ru) | Вращающаяся ракета | |
RU2451262C1 (ru) | Самоприцеливающийся боевой элемент | |
RU2585211C1 (ru) | Ракета с воздушно-реактивным двигателем | |
Khalil et al. | Dispersion analysis for spinning artillery projectile | |
RU2248515C1 (ru) | Вращающаяся ракета | |
Balon et al. | Analysis of the 155 mm ERFB/BB projectile trajectory | |
RU2732370C1 (ru) | Вращающаяся ракета | |
RU2559657C1 (ru) | Ракетная часть реактивного снаряда | |
US4653405A (en) | Self-destructing projectile | |
RU2343397C2 (ru) | Реактивный снаряд | |
RU2195627C1 (ru) | Вращающаяся ракета | |
RU2255298C1 (ru) | Ракетная часть реактивного снаряда | |
RU2154799C1 (ru) | Вращающаяся ракета | |
Gkritzapis et al. | Prediction of the impact point for spin and fin stabilized projectiles | |
Milinović et al. | Experimental and simulation testing of flight spin stability for small caliber cannon projectile | |
US5375792A (en) | Method for reducing dispersion in gun launched projectiles | |
RU2541552C1 (ru) | Блок системы управления реактивного снаряда, запускаемого из трубчатой направляющей | |
RU2125701C1 (ru) | Ракета | |
RU2174670C1 (ru) | Зажигательная головная часть вращающейся ракеты | |
Schumacher et al. | Guided Hard-Launch Munitions: Enabling Advanced Air to Ground Combat | |
Schumacher et al. | Effectiveness Enhancement of Medium Caliber Munitions for Aerial Combat | |
RU2371664C2 (ru) | Пуля газодинамического типа и способ снаряжения патрона для нее | |
RU2174669C1 (ru) | Вращающаяся ракета | |
RU2442101C1 (ru) | Сверхзвуковая вращающаяся ракета | |
RU2795731C1 (ru) | Вращающийся реактивный снаряд, запускаемый из трубчатой направляющей |