RU2581097C1 - Rocket section with stabilising device of projectile - Google Patents

Rocket section with stabilising device of projectile Download PDF

Info

Publication number
RU2581097C1
RU2581097C1 RU2015105552/11A RU2015105552A RU2581097C1 RU 2581097 C1 RU2581097 C1 RU 2581097C1 RU 2015105552/11 A RU2015105552/11 A RU 2015105552/11A RU 2015105552 A RU2015105552 A RU 2015105552A RU 2581097 C1 RU2581097 C1 RU 2581097C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
stabilizing device
rocket
blades
missile
outer ring
Prior art date
Application number
RU2015105552/11A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Николай Александрович Макаровец
Виктор Иванович Трегубов
Александр Андреевич Вербовенко
Игорь Владимирович Иванов
Сергей Олегович Захаров
Алексей Николаевич Базарный
Владимир Евгеньевич Ерохин
Леонид Дмитриевич Казаринов
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" filed Critical Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ"
Priority to RU2015105552/11A priority Critical patent/RU2581097C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2581097C1 publication Critical patent/RU2581097C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)

Abstract

FIELD: rocketry.
SUBSTANCE: invention represents rocket part with stabilising device of rocket missile. Rocket body part before stabilising device is made with conical circular ledge, wherein larger diameter of housing is located under external ring. Stabilising device is equipped with additional inner ring installed on larger diameter of missile body part and rigidly connected by flat longitudinal pylons with external ring. External ring of stabilising device is displaced relative to bottom edge of nozzle unit and protrudes beyond its limits, and blades in deployed position are removed from rear edge of external ring towards rocket body front part. In plane of bottom edge of nozzle unit retainers are fixed in amount of aligned with number of blades. Retainers are inserted into corresponding slots of each blade in their closed position.
EFFECT: technical result is higher combat efficiency and reliability of operation.
1 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетной части со стабилизирующим устройством реактивного снаряда системы залпового огня.The invention relates to the field of rocket technology, and in particular to a rocket unit with a stabilizing device of a multiple launch rocket system.

Объект изобретения представляет собой ракетную часть со стабилизирующим устройством реактивного снаряда системы залпового огня с улучшенными аэробаллистическими характеристиками, повышенной боевой эффективностью и надежностью функционирования.The object of the invention is a missile part with a stabilizing device of a multiple launch rocket system with improved aeroballistic characteristics, increased combat efficiency and reliability of operation.

Так, известны ракетные части со стабилизирующими устройствами к реактивным снарядам М8, М13 (см., например, Куров В.Д., Должанский Ю.М. Основы проектирования пороховых ракетных снарядов.- М. Оборонгиз, 1961, с. 11), принятые за аналоги. Ракетные части содержат корпус с сопловым блоком, стабилизирующее устройство с прочно скрепленными с корпусом лопастями.So, missile parts with stabilizing devices for rockets M8, 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), adopted for analogues. Missile parts contain a housing with a nozzle block, a stabilizing device with blades firmly attached to the housing.

Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией ракетной части реактивного снаряда является наличие в составе М8, М13 корпуса с сопловым блоком, стабилизирующего устройства.Common signs with the design of the missile part of the rocket proposed by the authors is the presence of a stabilizing device in the M8, M13 housing with a nozzle block.

Указанные снаряды обеспечивают поражение крупноразмерных целей при стрельбе на небольшие дальности. Однако наличие нераскрывающегося стабилизирующего устройства не позволяет разместить на пусковой установке большое количество реактивных снарядов, что снижает боевую эффективность.These shells provide for the destruction of large-sized targets when firing at short ranges. However, the presence of a non-expanding stabilizing device does not allow placing a large number of rockets on the launcher, which reduces combat effectiveness.

Известна также ракетная часть со стабилизирующим устройством реактивного снаряда М-21ОФ (см. Боевая машина БМ-21. Техническое описание и инструкция по эксплуатации. - М.: Военное издательство МО СССР 1977, с. 74-75). Она содержит корпус с сопловым блоком, стабилизирующее устройство с раскрывающимися дугообразными лопастями, установленными под углом к продольной ее оси.Also known is the missile part with the stabilizing device of the M-21OF missile (see BM-21 combat vehicle. Technical description and instruction manual. - M.: Military Publishing House of the USSR Ministry of Defense 1977, p. 74-75). It contains a housing with a nozzle block, a stabilizing device with expanding arcuate blades mounted at an angle to its longitudinal axis.

Указанная ракетная часть обеспечивает повышение боевой эффективности за счет стрельбы из трубчатой направляющей, характерной для пусковой установки реактивной системы залпового огня, и увеличения количества реактивных снарядов в пусковой установке.The specified missile part provides an increase in combat effectiveness due to firing from a tubular guide characteristic of a multiple launch rocket launcher launcher, and an increase in the number of rockets in the launcher.

Задние кромки лопастей стабилизирующего устройства реактивного снаряда М-21ОФ расположены на уровне донного среза сопел, что отрицательно сказывается на уменьшении его подъемной силы, приводит к разбросу аэробаллистических характеристик реактивного снаряда из-за воздействия струи реактивного двигателя, ухудшению точности и кучности при стрельбе залпом. При такой конструкции стабилизирующего устройства компенсировать уменьшение несущих свойств его лопастей возможно лишь за счет увеличения геометрических параметров, что приводит к росту сопротивления, потере дальности, увеличению нагрузок на лопасти.The trailing edges of the blades of the stabilizing device of the M-21OF rocket are located at the level of the bottom section of the nozzles, which negatively affects the decrease in its lifting force, leads to a spread in the aeroballistic characteristics of the rocket due to the impact of the jet of the jet engine, and deterioration in accuracy and accuracy when firing in one gulp. With this design of the stabilizing device, it is possible to compensate for the decrease in the bearing properties of its blades only by increasing the geometric parameters, which leads to an increase in resistance, loss of range, and an increase in the loads on the blades.

Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией ракетной части реактивного снаряда является наличие в составе М-21ОФ корпуса с сопловым блоком, стабилизирующего устройства с раскрывающимися лопастями.Common signs with the design of the missile part of the missile proposed by the authors is the presence of a housing with a nozzle block in the composition of the M-21OF, a stabilizing device with expanding blades.

Для повышения несущих свойств стабилизирующих устройств, минимизации геометрических параметров раскрывающихся лопастей применяются конструкции, снабженные кольцевым стабилизатором.To increase the bearing properties of stabilizing devices, to minimize the geometric parameters of the expanding blades, constructions equipped with a ring stabilizer are used.

В качестве прототипа принята ракетная часть ракеты по патенту РФ №2148778 кл. F42B 15/00, опубл. 10.05.2000 г. Ракетная часть содержит корпус с сопловым блоком, стабилизирующее устройство, включающее наружное кольцо с прорезями и раскрывающиеся лопасти.As a prototype, the missile part of the rocket according to the patent of the Russian Federation No. 2148778 class. F42B 15/00, publ. 05/10/2000, the Missile part contains a housing with a nozzle block, a stabilizing device, including an outer ring with slots and expanding blades.

Задачей данного технического решения являлось повышение устойчивости ракеты на дозвуковых скоростях полета за счет выбора формы раскрывающихся лопастей стабилизирующего устройства.The objective of this technical solution was to increase the stability of the rocket at subsonic flight speeds by selecting the shape of the expanding blades of the stabilizing device.

Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией ракетной части со стабилизирующим устройством реактивного снаряда является наличие в прототипе корпуса ракетной части с сопловым блоком, стабилизирующего устройства, включающего наружное кольцо с прорезями и раскрывающиеся лопасти.Common features with the design of the missile part with the stabilizing device of the rocket proposed by the authors is the presence in the prototype of the body of the missile part with the nozzle block, a stabilizing device, including an outer ring with slots and expanding blades.

В отличие от прототипа в предлагаемой ракетной части со стабилизирующим устройством реактивного снаряда корпус ракетной части перед стабилизирующим устройством выполнен с коническим кольцевым уступом с углом 10°…20° к его продольной оси, при этом больший диаметр корпуса расположен под наружным кольцом, а стабилизирующее устройство снабжено дополнительным внутренним кольцом, установленным на большем диаметре корпуса ракетной части и жестко соединенным посредством плоских продольных пилонов с наружным кольцом, наружное кольцо стабилизирующего устройства смещено относительно донного среза сопел блока и выступает за его пределы на 0,05…0,20 наружного своего диаметра, а лопасти в раскрытом положении удалены от задней кромки наружного кольца в сторону передней части корпуса ракетной части на 0,03…0,10 ширины данного кольца, в плоскости донного среза сопел блока закреплены фиксаторы в виде тонких планок в количестве, совпадающем с количеством раскрывающихся лопастей и входящие в соответствующие пазы каждой лопасти в закрытом их положении.Unlike the prototype, in the proposed rocket part with a stabilizing missile projectile, the body of the missile part in front of the stabilizing device is made with a tapered annular ledge with an angle of 10 ° ... 20 ° to its longitudinal axis, while the larger diameter of the body is located under the outer ring, and the stabilizing device is equipped with an additional inner ring mounted on a larger diameter of the missile shell and rigidly connected by means of flat longitudinal pylons with the outer ring, the outer ring is stable the zipper device is offset relative to the bottom cut of the nozzles of the block and extends beyond its limits by 0.05 ... 0.20 of its outer diameter, and the blades in the open position are removed from the trailing edge of the outer ring towards the front of the missile shell by 0.03 ... 0, 10 of the width of this ring, in the plane of the bottom cut of the nozzles of the block, latches are fixed in the form of thin strips in an amount coinciding with the number of opening blades and entering into the corresponding grooves of each blade in their closed position.

Это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.This 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, distinguishing from the prototype, and to which the requested amount of legal protection applies, in all cases are sufficient.

Задачей предлагаемого изобретения является создание ракетной части со стабилизирующим устройством реактивного снаряда с повышенной боевой эффективностью и надежностью функционирования за счет уменьшения влияния реактивной струи на снижение подъемной силы раскрывающихся лопастей стабилизирующего устройства, обеспечения требуемых аэробаллистических характеристик при минимальных геометрических параметрах раскрывающихся лопастей, улучшить характеристики кучности реактивного снаряда за счет уменьшения разброса аэродинамических характеристик, обеспечить надежную фиксацию лопастей стабилизирующего устройства в закрытом положении при заряжании и разряжании, а также в различных условиях эксплуатации.The objective of the invention is the creation of a missile with a stabilizing device of a rocket with increased combat efficiency and reliability by reducing the influence of a jet stream on reducing the lift of the expanding blades of a stabilizing device, providing the required aeroballistic characteristics with minimal geometric parameters of the expanding blades, and improving the accuracy of a rocket by reducing the aerodynamic dispersion characteristics, to ensure reliable fixation of the blades of the stabilizing device in the closed position when charging and discharging, as well as in various operating conditions.

Указанный технический результат достигается тем, что в ракетной части со стабилизирующим устройством реактивного снаряда, содержащей корпус с сопловым блоком, стабилизирующее устройство, включающее наружное кольцо с прорезями и раскрывающиеся лопасти, согласно изобретению корпус ракетной части перед стабилизирующим устройством выполнен с коническим кольцевым уступом с углом 10°…20° к его продольной оси, при этом больший диаметр корпуса расположен под наружным кольцом, а стабилизирующее устройство снабжено дополнительным внутренним кольцом, установленным на большем диаметре корпуса ракетной части и жестко соединенным посредством плоских продольных пилонов с наружным кольцом, наружное кольцо стабилизирующего устройства смещено относительно донного среза сопел блока и выступает за его пределы на 0,05…0,20 наружного своего диаметра, а лопасти в раскрытом положении удалены от задней кромки наружного кольца в сторону передней части корпуса ракетной части на 0,03…0,10 ширины данного кольца, в плоскости донного среза сопел блока закреплены фиксаторы в виде тонких планок в количестве, совпадающем с количеством раскрывающихся лопастей, и входящие в соответствующие пазы каждой лопасти в закрытом их положении.The specified technical result is achieved by the fact that in the rocket part with a stabilizing device of a rocket containing a housing with a nozzle block, a stabilizing device comprising an outer ring with slots and expanding blades, according to the invention, the body of the rocket part in front of the stabilizing device is made with a conical annular ledge with an angle of 10 ° ... 20 ° to its longitudinal axis, while the larger diameter of the body is located under the outer ring, and the stabilizing device is equipped with an additional internal a ring mounted on a larger diameter of the missile shell and rigidly connected by means of flat longitudinal pylons with an outer ring, the outer ring of the stabilizing device is offset relative to the bottom cut of the nozzles of the block and extends beyond its limits by 0.05 ... 0.20 of its outer diameter, and the blades in open position removed from the trailing edge of the outer ring toward the front of the missile shell by 0.03 ... 0.10 of the width of the ring, in the plane of the bottom cut of the nozzles of the block are fixed latches in the form of thin strips in the number coinciding with the number of opening blades, and included in the corresponding grooves of each blade in their closed position.

Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между параметрами ракетной части и стабилизирующего устройства реактивного снаряда позволяют, в частности, за счет выполнения:A new set of structural elements, as well as the presence of connections between the parameters of the rocket part and the stabilizing device of the rocket allow, in particular, due to the following:

- корпуса ракетной части перед стабилизирующим устройством с коническим кольцевым уступом с углом 10°…20° к его продольной оси, у которого больший диаметр расположен под наружным кольцом - повысить подъемную силу стабилизирующего устройства за счет формирования требуемого характера обтекания задней части корпуса ракетной части. Увеличение угла конического уступа свыше 20° нецелесообразно, так как приводит к увеличению сопротивления ракетной части. Выполнение угла уступа менее 10° снижает подъемную силу стабилизирующего устройства;- the body of the missile part in front of the stabilizing device with a conical annular ledge with an angle of 10 ° ... 20 ° to its longitudinal axis, whose larger diameter is located under the outer ring - to increase the lifting force of the stabilizing device due to the formation of the required nature of the flow around the rear of the body of the missile part. An increase in the angle of the conical step above 20 ° is impractical, since it leads to an increase in the resistance of the missile part. The implementation of the angle of the ledge less than 10 ° reduces the lifting force of the stabilizing device;

- стабилизирующего устройства с дополнительным внутренним кольцом, установленным на большем диаметре корпуса ракетной части и жестко соединенным посредством плоских продольных пилонов с наружным кольцом - обеспечить равномерное устойчивое течение набегающего воздушного потока в кольцевом зазоре стабилизирующего устройства, уменьшить разброс аэробаллистических характеристик ракетной части и реактивного снаряда в целом, повысить технологичность конструкции;- a stabilizing device with an additional inner ring mounted on a larger diameter of the missile shell and rigidly connected by means of flat longitudinal pylons to the outer ring - to ensure uniform steady flow of incoming air flow in the annular gap of the stabilizing device, to reduce the dispersion of the aeroballistic characteristics of the rocket and the missile as a whole to increase the manufacturability of the design;

- смещения наружного кольца стабилизирующего устройства относительно донного среза сопел блока и выступающим за его пределы на 0,05…0,20 наружного своего диаметра - повысить устойчивость ракетной части и реактивного снаряда за счет смещения координаты центра давления кольца, увеличить стабилизирующий момент относительно центра масс реактивного снаряда, обеспечить заданные аэробаллистические характеристики при меньших геометрических параметрах раскрывающихся лопастей стабилизирующего устройства, уменьшить сопротивление лопастей и увеличить дальность стрельбы. Смещение кольца на расстояние более 0,2 наружного диаметра приводит к уменьшению составляющей коэффициента подъемной силы стабилизирующего устройства, обусловленной кольцевым стабилизатором за счет уменьшения взаимной интерференции обоих колец. Выполнение указанного выше расстояния менее 0,05 наружного диаметра кольца приводит к снижению коэффициента подъемной силы лопастей за счет отрицательного влияния струй, истекающих из соплового блока, увеличению разброса аэробаллистических характеристик реактивного снаряда, ухудшению точности и кучности стрельбы;- displacement of the outer ring of the stabilizing device relative to the bottom cut of the nozzles of the block and protruding outside it by 0.05 ... 0.20 of its outer diameter - to increase the stability of the missile part and the projectile by shifting the coordinate of the center of pressure of the ring, to increase the stabilizing moment relative to the center of mass of the reactive projectile, to provide the specified aeroballistic characteristics with smaller geometric parameters of the expanding blades of the stabilizing device, to reduce the resistance of the blades and to increase the firing range. Displacement of the ring by a distance of more than 0.2 of the outer diameter leads to a decrease in the component of the coefficient of lift of the stabilizing device due to the ring stabilizer by reducing the mutual interference of both rings. Fulfillment of the aforementioned distance of less than 0.05 of the outer diameter of the ring leads to a decrease in the coefficient of lift of the blades due to the negative influence of the jets flowing from the nozzle block, to an increase in the dispersion of the aeroballistic characteristics of a rocket, and to a deterioration in accuracy and accuracy of fire;

- удаления лопастей в раскрытом положении от задней кромки наружного кольца в сторону передней части корпуса ракетной части на 0,03…0,10 ширины данного кольца - исключить отрицательное воздействие реактивной струи на уменьшение подъемной силы раскрывающихся лопастей стабилизирующего устройства, снизить разброс аэробаллистических характеристик реактивного снаряда и повысить тем самым точность и кучность стрельбы, повысить боевую эффективность. Увеличение расстояния от задней кромки наружного кольца до лопастей свыше 0,1 ширины наружного кольца приводит к уменьшению координаты центра давления лопастей, уменьшению момента стабилизирующего устройства относительно центра масс реактивного снаряда, ухудшению кучности стрельбы. Выполнение указанного расстояния менее 0,03 приводит к уменьшению подъемной силы раскрывающихся лопастей стабилизирующего устройства за счет воздействия реактивных струй соплового блока, ухудшению устойчивости снаряда и кучности стрельбы;- removal of the blades in the open position from the trailing edge of the outer ring towards the front of the missile shell by 0.03 ... 0.10 of the width of this ring - eliminate the negative effect of the jet stream on reducing the lift of the expanding blades of the stabilizing device, reduce the spread of aeroballistic characteristics of the rocket and thereby increase the accuracy and accuracy of fire, increase combat effectiveness. An increase in the distance from the trailing edge of the outer ring to the blades over 0.1 of the width of the outer ring leads to a decrease in the coordinate of the center of pressure of the blades, a decrease in the moment of the stabilizing device relative to the center of mass of the rocket, and a deterioration in the accuracy of fire. Fulfillment of the specified distance of less than 0.03 leads to a decrease in the lifting force of the expanding blades of the stabilizing device due to the impact of the jet jets of the nozzle block, deterioration of the stability of the projectile and accuracy of fire;

- крепления в плоскости донного среза сопел блока фиксаторов в виде тонких планок в количестве, совпадающем с количеством раскрывающихся лопастей и входящих в соответствующие пазы каждой лопасти в закрытом их положении - обеспечить фиксацию раскрывающихся лопастей стабилизатора в закрытом положении при заряжании и разряжании, а также в различных условиях эксплуатации, повысить надежность функционирования ракетной части и реактивного снаряда.- fastenings in the plane of the bottom cut of the nozzles of the retainer block in the form of thin strips in an amount coinciding with the number of opening blades and entering into the corresponding grooves of each blade in their closed position - to ensure the fixing of the stabilizer opening blades in the closed position when charging and discharging, as well as in various operating conditions, to increase the reliability of the functioning of the rocket and rocket.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 показан общий вид ракетной части со стабилизирующим устройством и раскрытыми его лопастями, на фиг. 2 - с закрытыми лопастями.The invention is illustrated by drawings, where in FIG. 1 shows a general view of the rocket part with a stabilizing device and its blades open, in FIG. 2 - with closed blades.

Ракетная часть состоит из корпуса 1, соплового блока 2, стабилизирующего устройства 3, включающего наружное кольцо 4 с прорезями 5 и раскрывающиеся лопасти 6. Корпус 1 перед стабилизирующим устройством 3 выполнен с коническим кольцевым уступом 7, имеющим угол α=10°…20° к его продольной оси. Больший диаметр D1 корпуса расположен под наружным кольцом 4 с прорезями 5. Стабилизирующее устройство 3 снабжено дополнительным внутренним кольцом 8, установленным на большем диаметре D1 корпуса 1 ракетной части и жестко соединенным посредством плоских продольных пилонов 9 с наружным кольцом 4, имеющим прорези 5 для укладки раскрывающихся лопастей 6 при нахождении реактивного снаряда в транспортировочном положении.The missile part consists of a housing 1, a nozzle block 2, a stabilizing device 3, including an outer ring 4 with slots 5 and expanding blades 6. The housing 1 in front of the stabilizing device 3 is made with a conical annular ledge 7 having an angle α = 10 ° ... 20 ° to its longitudinal axis. The larger diameter D 1 of the casing is located under the outer ring 4 with slots 5. The stabilizing device 3 is provided with an additional inner ring 8 mounted on the larger diameter D 1 of the casing 1 of the rocket and rigidly connected by means of flat longitudinal pylons 9 with the outer ring 4 having slots 5 for stacking of the opening blades 6 when the rocket is in the transport position.

Наружное кольцо 4 стабилизирующего устройства 3 смещено относительно донного среза сопел 10 блока 2 и выступает за его пределы на величину L1=(0,05 …0,20) D2, где D2 - наружный диаметр кольца 4. Лопасти 6 в раскрытом положении удалены от задней кромки наружного кольца 4 в сторону передней части корпуса 1 на расстояние L2=(0,03…0,10) В, где В - ширина наружного кольца 4. В плоскости донного среза сопел 10 блока 2 закреплены фиксаторы 11 в виде тонких планок в количестве, совпадающем с количеством раскрывающихся лопастей 6, и входящие в соответствующие пазы 12 каждой лопасти 6 в закрытом их положении.The outer ring 4 of the stabilizing device 3 is offset relative to the bottom cut of the nozzles 10 of the block 2 and extends beyond it by the amount L 1 = (0.05 ... 0.20) D 2 , where D 2 is the outer diameter of the ring 4. The blades 6 in the open position removed from the trailing edge of the outer ring 4 towards the front of the housing 1 by a distance L 2 = (0.03 ... 0.10) B, where B is the width of the outer ring 4. In the plane of the bottom cut of the nozzles 10 of block 2, the latches 11 are fixed in the form thin strips in an amount coinciding with the number of expanding blades 6, and included in the corresponding grooves 12 each Doy blades 6 in their closed position.

Применение фиксаторов 11 в виде тонких планок в количестве, совпадающем с количеством раскрывающихся лопастей 6, и входящих в соответствующие пазы 12 каждой лопасти, обеспечивает фиксацию раскрывающихся лопастей в закрытом положении при заряжании и разряжании, а также в различных условиях эксплуатации, повышает надежность функционирования ракетной части и реактивного снаряда.The use of latches 11 in the form of thin strips in an amount coinciding with the number of expanding blades 6 and included in the corresponding grooves 12 of each blade provides fixation of the expanding blades in the closed position when loading and discharging, as well as in various operating conditions, increases the reliability of the missile and a missile.

Предлагаемая ракетная часть со стабилизирующим устройством работает следующим образом.The proposed rocket part with a stabilizing device operates as follows.

После запуска ракетной части корпус 1 с сопловым блоком 2 и стабилизирующим устройством 3, включающим наружное кольцо 4 с прорезями 5 и раскрывающиеся лопасти 6, за счет тяги реактивных струй, истекающих из сопел 10, начинает движение в трубчатой направляющей пусковой установки. Лопасти 6 стабилизирующего устройства 3 находятся в закрытом положении между наружным кольцом 4 и внутренним кольцом 8, установленным на большем диаметре D1 корпуса 1 ракетной части и жестко соединенным посредством плоских продольных пилонов 9 с наружным кольцом 4.After the launch of the rocket part, the housing 1 with the nozzle block 2 and the stabilizing device 3, including the outer ring 4 with slots 5 and the opening blades 6, due to the thrust of the jet flowing out of the nozzles 10, begins to move in the tube guide launcher. The blades 6 of the stabilizing device 3 are in a closed position between the outer ring 4 and the inner ring 8 mounted on a larger diameter D 1 of the housing 1 of the missile part and rigidly connected by means of flat longitudinal pylons 9 to the outer ring 4.

После выхода из направляющей пусковой установки реактивные струи воздействуют на фиксаторы 11, входящие в пазы 12 лопастей 6, освобождая их, и лопасти через прорези 5 наружного кольца 4 раскрываются в рабочее положение.After exiting the launcher guide, jet jets act on the latches 11 included in the grooves 12 of the blades 6, freeing them, and the blades open through the slots 5 of the outer ring 4 to the working position.

Реактивный снаряд начинает устойчивое движение по траектории. Наличие дополнительного внутреннего кольца 8, установленного на большем диаметре корпуса 1 ракетной части и жестко соединенного с наружным кольцом 4, обеспечивает равномерное устойчивое течение набегающего воздушного потока в кольцевом зазоре стабилизирующего устройства 3, уменьшается разброс аэробаллистических характеристик ракетной части и снаряда в целом.A missile begins a steady motion along the trajectory. The presence of an additional inner ring 8, mounted on a larger diameter of the missile unit’s body 1 and rigidly connected to the outer ring 4, provides a uniform steady flow of incoming air flow in the annular gap of the stabilizing device 3, and the aeroballistic characteristics of the missile part and the projectile as a whole are reduced.

При обтекании конического кольцевого уступа 7 с углом 10°…20° к продольной оси корпуса 1, у которого больший диаметр расположен под наружным кольцом 4, за счет формирования требуемого характера обтекания воздушного потока повышается подъемная сила стабилизирующего устройства 3. Благодаря смещению наружного кольца 4 относительно донного среза сопел 10 блока 2 и выступающим за его пределы на L1=(0,05…0,20) D2 повышается устойчивость ракетной части и реактивного снаряда за счет смещения координаты центра давления наружного кольца 4, увеличивается стабилизирующий момент относительно центра масс-реактивного снаряда, обеспечиваются его аэробаллистические характеристики при меньших геометрических параметрах лопастей 6, уменьшается их сопротивление и увеличивается дальность стрельбы.When flowing around a conical annular ledge 7 with an angle of 10 ° ... 20 ° to the longitudinal axis of the housing 1, whose larger diameter is located under the outer ring 4, due to the formation of the desired nature of the flow around the air flow, the lifting force of the stabilizing device 3 increases. Due to the displacement of the outer ring 4 relative to bottom nozzles 10 cutoff unit 2 and projecting beyond it at L 1 = (0,05 ... 0,20) D 2 increased resistance rocket unit and the projectile due to the offset coordinates of center of pressure of the outer ring 4 increases tabiliziruyuschy moment about the center of mass of the projectile, provided it aeroballistic characteristics at smaller geometrical parameters of the blade 6 decreases and their resistance is increased and range.

Удаление лопастей 6 в раскрытом их положении от задней кромки наружного кольца 4 в сторону передней части корпуса 1 ракетной части на расстояние L2=(0,03…0,10) В исключает отрицательное воздействие на них реактивных струй сопел 10, увеличивается подъемная сила лопастей, снижается разброс аэробаллистических характеристик реактивного снаряда и повышается тем самым точность и кучность стрельбы, повышается боевая эффективность реактивного снаряда.Removing the blades 6 in their open position from the trailing edge of the outer ring 4 towards the front of the body 1 of the missile part by a distance L 2 = (0.03 ... 0.10) B eliminates the negative impact of jet jets of nozzles 10 on them, the lifting force of the blades increases , the dispersion of the aeroballistic characteristics of a missile is reduced and thereby the accuracy and accuracy of firing is increased, and the combat effectiveness of a missile is increased.

Кроме этого, улучшаются характеристики кучности снаряда с предлагаемой ракетной частью со стабилизирующим устройством за счет уменьшения разброса коэффициента сопротивления стабилизатора, улучшения аэробаллистических характеристик снаряда и обеспечения устойчивого полета, уменьшения поперечных аэродинамических сил и их асимметрии на лопастях стабилизирующего устройства с оптимальными геометрическими параметрами раскрывающихся лопастей.In addition, the accuracy characteristics of the projectile with the proposed rocket part with a stabilizing device are improved by reducing the spread of the stabilizer’s drag coefficient, improving the aeroballistic characteristics of the projectile and ensuring stable flight, reducing the lateral aerodynamic forces and their asymmetry on the blades of the stabilizing device with optimal geometric parameters of the expanding blades.

Указанный положительный эффект подтвержден летно-конструкторскими испытаниями образцов реактивных снарядов с предлагаемой ракетной частью со стабилизирующим устройством, выполненной в соответствии с предлагаемым изобретением.The specified positive effect is confirmed by flight design tests of rocket samples with the proposed missile part with a stabilizing device made in accordance with the invention.

Claims (1)

Ракетная часть со стабилизирующим устройством реактивного снаряда, содержащая корпус с сопловым блоком, стабилизирующее устройство, включающее наружное кольцо с прорезями и раскрывающиеся лопасти, отличающаяся тем, что корпус ракетной части перед стабилизирующим устройством выполнен с коническим кольцевым уступом с углом 10°…20° к его продольной оси, при этом больший диаметр корпуса расположен под наружным кольцом, а стабилизирующее устройство снабжено дополнительным внутренним кольцом, установленным на большем диаметре корпуса ракетной части и жестко соединенным посредством плоских продольных пилонов с наружным кольцом, наружное кольцо стабилизирующего устройства смещено относительно донного среза сопел блока и выступает за его пределы на 0,05…0,20 наружного своего диаметра, а лопасти в раскрытом положении удалены от задней кромки наружного кольца в сторону передней части корпуса ракетной части на 0,03…0,10 ширины данного кольца, в плоскости донного среза сопел блока закреплены фиксаторы в виде тонких планок в количестве, совпадающем с количеством раскрывающихся лопастей, и входящие в соответствующие пазы каждой лопасти в закрытом их положении. A missile part with a stabilizing device for a rocket projectile, comprising a housing with a nozzle block, a stabilizing device including an outer ring with slots and expanding vanes, characterized in that the housing of the missile part in front of the stabilizing device is made with a conical annular ledge with an angle of 10 ° ... 20 ° to it the longitudinal axis, while the larger diameter of the body is located under the outer ring, and the stabilizing device is equipped with an additional inner ring mounted on the larger diameter of the cancer the part and rigidly connected by means of flat longitudinal pylons with the outer ring, the outer ring of the stabilizing device is offset relative to the bottom cut of the nozzles of the block and extends beyond its limits by 0.05 ... 0.20 of its outer diameter, and the blades in the open position are removed from the trailing edge of the outer rings in the direction of the front of the body of the missile part by 0.03 ... 0.10 of the width of this ring, in the plane of the bottom cut of the nozzles of the block, latches are fixed in the form of thin strips in an amount that coincides with the number of opening lobes astey, and entering into the corresponding grooves of each blade in their closed position.
RU2015105552/11A 2015-02-19 2015-02-19 Rocket section with stabilising device of projectile RU2581097C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015105552/11A RU2581097C1 (en) 2015-02-19 2015-02-19 Rocket section with stabilising device of projectile

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015105552/11A RU2581097C1 (en) 2015-02-19 2015-02-19 Rocket section with stabilising device of projectile

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2581097C1 true RU2581097C1 (en) 2016-04-10

Family

ID=55794405

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015105552/11A RU2581097C1 (en) 2015-02-19 2015-02-19 Rocket section with stabilising device of projectile

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2581097C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2775451C1 (en) * 2021-10-20 2022-07-01 Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" им. А.Н. Ганичева Rocket part of a jet-propelled projectile

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5078336A (en) * 1989-07-21 1992-01-07 Carter Gregory E Spin-stabilized missile with plug nozzle
RU2148778C1 (en) * 1999-02-04 2000-05-10 Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" Rocket launched from launching tube
RU2166178C1 (en) * 2000-03-23 2001-04-27 Государственное унитарное предприятие Брянский химический завод Spin-stabilized supersonic missile
RU2343397C2 (en) * 2006-12-27 2009-01-10 Федеральное Государственное унитарное предприятие "Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" Rocket missile
GB2489611A (en) * 2011-04-01 2012-10-03 Lfk Lenkflugkoerpersysteme Gmbh Missile

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5078336A (en) * 1989-07-21 1992-01-07 Carter Gregory E Spin-stabilized missile with plug nozzle
RU2148778C1 (en) * 1999-02-04 2000-05-10 Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" Rocket launched from launching tube
RU2166178C1 (en) * 2000-03-23 2001-04-27 Государственное унитарное предприятие Брянский химический завод Spin-stabilized supersonic missile
RU2343397C2 (en) * 2006-12-27 2009-01-10 Федеральное Государственное унитарное предприятие "Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" Rocket missile
GB2489611A (en) * 2011-04-01 2012-10-03 Lfk Lenkflugkoerpersysteme Gmbh Missile

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2775451C1 (en) * 2021-10-20 2022-07-01 Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" им. А.Н. Ганичева Rocket part of a jet-propelled projectile

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR100220883B1 (en) Aerodynamically stabilized projectile system for use against underwater objects
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
US20240175666A1 (en) Maneuvering aeromechanicaly stable sabot system
JP2008530513A (en) Kinetic warhead with a rod containing a penetrator with self-alignment function
RU2581097C1 (en) Rocket section with stabilising device of projectile
RU2611795C1 (en) Jet projectile
US2941469A (en) Projectile construction
RU2585211C1 (en) Missile with air-jet engine
US20220357135A1 (en) Very Low Drag Aerospike Projectile
RU2459177C1 (en) Supersonic controlled projectile
RU2590760C2 (en) Missile and method for its operating
RU2343397C2 (en) Rocket missile
RU2682418C1 (en) Missile with air-jet engine
RU2559657C1 (en) Jet projectile rocket section
RU2328695C2 (en) Supersonic jet shell fin
RU2795731C1 (en) Rotating rocket projectile launched from a tubular guide
RU2790656C1 (en) Supersonic guided missile
RU2451902C1 (en) Rotary jet projectile
RU2541552C1 (en) Unit of control system of rocket projectile launched from tubular guide
RU2809446C1 (en) Supersonic spin-stabilized missile
RU2642693C2 (en) Supersonic projectile
RU2148778C1 (en) Rocket launched from launching tube
RU2383851C1 (en) Hydrid rocket
RU111626U1 (en) AERODYNAMIC DEVICE WITH OPENING ELASTIC SURFACE
RU2166178C1 (en) Spin-stabilized supersonic missile