RU2732370C1 - Rotating missile - Google Patents
Rotating missile Download PDFInfo
- Publication number
- RU2732370C1 RU2732370C1 RU2020108602A RU2020108602A RU2732370C1 RU 2732370 C1 RU2732370 C1 RU 2732370C1 RU 2020108602 A RU2020108602 A RU 2020108602A RU 2020108602 A RU2020108602 A RU 2020108602A RU 2732370 C1 RU2732370 C1 RU 2732370C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- blades
- nozzle
- angle
- missile
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
- F42B10/02—Stabilising arrangements
- F42B10/14—Stabilising arrangements using fins spread or deployed after launch, e.g. after leaving the barrel
- F42B10/16—Wrap-around fins
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B12/00—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material
- F42B12/02—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect
- F42B12/36—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect for dispensing materials; for producing chemical or physical reaction; for signalling ; for transmitting information
- F42B12/44—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect for dispensing materials; for producing chemical or physical reaction; for signalling ; for transmitting information of incendiary type
-
- 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
Abstract
Description
Изобретение относится к военной технике и может быть использовано при разработке вращающихся ракет различного назначения, реактивных снарядов систем залпового огня.The invention relates to military equipment and can be used in the development of rotating missiles for various purposes, rockets of multiple launch rocket systems.
В настоящее время проводятся работы по повышению эффективности поражения целей за счет применения ракет с головными частями, снаряженными жидким наполнением на основе нефтепродуктов с огневым поражающим фактором, а также по увеличению дальности стрельбы. Одними из основных критериев эффективности подобных ракет являются количество жидкого наполнения, точность и кучность в районе цели. Наличие жидкого наполнения влияет на инерционные характеристики вращающейся ракеты, закон изменения угловой скорости ее вращения от времени полета, выполнение условий безрезонансного устойчивого полета без углов атаки, от которых зависит кучность и точность стрельбы.Currently, work is underway to improve the effectiveness of hitting targets through the use of missiles with warheads equipped with liquid filling based on petroleum products with a fire damaging factor, as well as to increase the firing range. One of the main criteria for the effectiveness of such missiles is the amount of liquid filling, accuracy and accuracy in the target area. The presence of liquid filling affects the inertial characteristics of a rotating rocket, the law of change in the angular velocity of its rotation depending on the flight time, the fulfillment of the conditions for resonance-free stable flight without angles of attack, on which the accuracy and accuracy of fire depends.
Известны снаряды М8, М13 (Куров В.Д., Должанский Ю.М. Основы проектирования пороховых ракетных снарядов.- М.: Оборонгиз 1961, с. 11) принятые за аналоги. Они содержат головную часть, ракетный двигатель, оперение, лопасти которого жестко скреплены с корпусом. Головная часть указанных снарядов снаряжена твердым взрывчатым веществом, жестко скрепленным с корпусом.Known shells M8, M13 (Kurov V.D., Dolzhanskiy Yu.M. Fundamentals of designing powder rocket projectiles. - M .: Oborongiz 1961, p. 11) taken as analogues. They contain a head, a rocket engine, a tail, the blades of which are rigidly attached to the body. The warhead of the said projectiles is filled with a solid explosive, rigidly attached to the body.
Задачей указанных технических решений являлось обеспечение устойчивого полета и доставка головной части осколочно-фугасного действия в район цели. Однако, наличие нераскрывающегося оперения не позволяет разместить на пусковой установке большое количество снарядов, что снижает эффективность применения.The task of these technical solutions was to ensure a stable flight and the delivery of the warhead of the high-explosive fragmentation action to the target area. However, the presence of non-opening tail does not allow placing a large number of shells on the launcher, which reduces the effectiveness of the application.
Боевая эффективность вращающегося снаряда М-21 ОФ (см. Боевая машина БМ-21. Техническое описание и инструкция по эксплуатации. - М: Военное издательство МО СССР, 1977, с. 74-75), содержащего головную часть, ракетный двигатель, оперение с раскрывающимися дугообразными лопастями, повышена за счет увеличения их количества в боевой машине.The combat effectiveness of the rotating projectile M-21 OF (see Combat vehicle BM-21. Technical description and operating instructions. - M: Military publishing house of the USSR Ministry of Defense, 1977, p. 74-75), containing a warhead, rocket engine, tail with folding arched blades, increased by increasing their number in a combat vehicle.
Раскрывающиеся дугообразные лопасти снаряда М-21ОФ в раскрытом состоянии устанавливаются под определенным углом к его продольной оси, благодаря чему обеспечивается вращение снаряда в полете. Вращение придается снаряду для повышения точности и кучности стрельбы. Передние и задние кромки лопастей у приведенных аналогов выполнены с симметричным заострением, от которого существенно зависят моменты крена и угловая скорость вращения снарядов.The opening arcuate blades of the M-21OF projectile in the open state are set at a certain angle to its longitudinal axis, thereby ensuring the rotation of the projectile in flight. Rotation is given to the projectile to improve the accuracy and accuracy of fire. The leading and trailing edges of the blades in the given analogs are made with a symmetrical sharpening, on which the roll torques and the angular velocity of rotation of the projectiles significantly depend.
Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией вращающейся ракеты является наличие в составе аналогов головной части, ракетного двигателя, хвостового оперения с дугообразными раскрывающимися лопастями, установленными под углом к продольной оси ракеты.Common features with the design of a rotating rocket proposed by the authors are the presence in the composition of analogues of the head part, rocket engine, tail unit with arcuate opening blades, set at an angle to the longitudinal axis of the rocket.
Известна также вращающая ракета, содержащая головную часть со скругленным по радиусу передним торцом, заполненную жидким наполнителем на основе нефтепродуктов, устройство для разбрасывания и воспламенения наполнителя, ракетный двигатель и хвостовое оперение (см. Патент РФ №2154799, МПК F42B 12/44, 2000 г.).Also known is a rotating rocket containing a head part with a front end rounded along a radius, filled with a liquid filler based on petroleum products, a device for scattering and igniting the filler, a rocket engine and a tail unit (see RF Patent No. 2154799, IPC F42B 12/44, 2000 .).
Конструкция ракеты позволяет повысить параметры огневого поражения цели за счет оптимизации соотношения объема воздушной полости и объема головной части, за счет предлагаемой формы носовой части ракеты и увеличения объема головной части. Однако, применение указанной конструкции при увеличенных скоростях полета и особенно при сверхзвуковых скоростях требует защиты головной части от аэродинамического нагрева.The design of the missile makes it possible to increase the parameters of fire destruction of the target by optimizing the ratio of the volume of the air cavity and the volume of the warhead, due to the proposed shape of the nose of the rocket and increasing the volume of the warhead. However, the use of this design at increased flight speeds and especially at supersonic speeds requires protection of the warhead from aerodynamic heating.
Наиболее близкой по технической сущности к предлагаемому техническому решению и принятая авторами за прототип является вращающаяся ракета, содержащая головную часть со скругленным по радиусу передним торцом и насадком, заполненную жидким наполнителем на основе нефтепродуктов, устройство для разбрасывания и воспламенения наполнителя, ракетный двигатель с соплом и хвостовое оперение с дугообразными раскрывающимися лопастями, установленными под углом к продольной оси ракеты (Патент РФ №2535533, МПК F42B 12/44, 2014 г.).The closest in technical essence to the proposed technical solution and adopted by the authors as a prototype is a rotating rocket containing a head with a front end rounded along a radius and a nozzle filled with a liquid filler based on petroleum products, a device for scattering and igniting the filler, a rocket engine with a nozzle and a tail plumage with arcuate opening blades set at an angle to the longitudinal axis of the rocket (RF Patent No. 2535533, IPC F42B 12/44, 2014).
В указанной вращающейся ракете передний торец головной части снабжен насадком в виде усеченного конуса, носовая часть которого удалена от точки сопряжения цилиндрического и скругленного участков головной части на расстояние 0,7…2,5 калибра ракеты. Это позволило уменьшить влияние аэродинамического нагрева головной части с жидким наполнителем, уменьшить лобовое сопротивление ракеты и увеличить дальность стрельбы.In the specified rotating rocket, the front end of the head part is equipped with a nozzle in the form of a truncated cone, the nose part of which is removed from the junction point of the cylindrical and rounded sections of the head part at a distance of 0.7 ... 2.5 rocket caliber. This made it possible to reduce the effect of aerodynamic heating of the liquid-filled warhead, to reduce the drag of the rocket and to increase the firing range.
Передние и задние кромки лопастей оперения выполнены с симметричным заострением с углом 8°…15° в плоскости, перпендикулярной кромкам. Для указанной формы кромок определена зависимость для выбора необходимого угла установки дугообразных лопастей оперения относительно продольной оси.The leading and trailing edges of the tail blades are made with a symmetrical sharpening with an angle of 8 °… 15 ° in a plane perpendicular to the edges. For the specified shape of the edges, the dependence is determined to select the required angle of installation of the arcuate tail blades relative to the longitudinal axis.
Дальнейшее совершенствование вращающихся ракет указанной конструкции в части увеличения дальности, улучшения характеристик точности и кучности требует учета влияния инерционности жидкого наполнителя на активном (АУТ) и пассивном участках траектории (ПУТ) на требуемую угловую скорость вращения, которая существенно зависит от формы заострения кромок лопастей, угла установки лопастей к продольной оси вращающейся ракеты, от геометрических и конструктивных параметров лопастей оперения, расположения лопастей относительно сопла ракетного двигателя, а также совершенствование в направлении уменьшения лобового сопротивления головной части, индуктивного сопротивления оперения, зависящего от угла установки лопастей, и ракеты в целом.Further improvement of rotating missiles of this design in terms of increasing the range, improving the characteristics of accuracy and accuracy requires taking into account the influence of the inertia of the liquid filler on the active (OUT) and passive sections of the trajectory (RL) on the required angular velocity of rotation, which significantly depends on the shape of the sharpening of the edges of the blades, the angle installation of the blades to the longitudinal axis of the rotating rocket, on the geometric and design parameters of the tail blades, the location of the blades relative to the rocket engine nozzle, as well as improvement in the direction of reducing the frontal resistance of the head part, the inductive resistance of the tail, depending on the angle of the blades, and the rocket as a whole.
Для каждой вращающейся ракеты существует допустимый диапазон изменения угловой скорости вращения исходя из условий нормального функционирования, отсутствия раскачки из-за резонанса (нижний предел скорости вращения на ПУТ), изгибных колебаний (верхний предел угловой скорости вращения в конце АУТ и начале ПУТ), прочности элементов конструкции.For each rotating rocket, there is a permissible range of changes in the angular velocity of rotation based on the conditions of normal operation, the absence of buildup due to resonance (the lower limit of the rotational speed at the PIP), bending vibrations (the upper limit of the angular velocity of rotation at the end of the OUT and the beginning of the PUT), the strength constructions.
Задачей прототипа являлось создание вращающейся ракеты с жидким наполнителем в головной части с увеличенной дальностью, а, следовательно, скоростью полета и обеспечение устойчивого полета без углов атаки за счет исключения возможности резонанса и изгибных колебаний, повышение надежности функционирования и боевой эффективности.The task of the prototype was to create a rotating rocket with a liquid filler in the warhead with an increased range, and, consequently, flight speed and to ensure stable flight without angles of attack by eliminating the possibility of resonance and bending vibrations, increasing the reliability of operation and combat effectiveness.
Общими признаками с предлагаемой авторами вращающейся ракетой является наличие в прототипе головной части со скругленным по радиусу передним торцом и насадком, заполненной жидким наполнителем на основе нефтепродуктов, устройства для разбрасывания и воспламенения наполнителя, ракетного двигателя с соплом и хвостового оперения с дугообразными раскрывающимися лопастями, установленными под углом к продольной оси ракеты.Common features with the proposed by the authors of the rotating rocket is the presence in the prototype of a head part with a front end rounded along the radius and a nozzle filled with a liquid filler based on petroleum products, a device for scattering and igniting a filler, a rocket engine with a nozzle and a tail unit with arcuate opening blades installed under angle to the longitudinal axis of the rocket.
В отличие от прототипа в предлагаемой вращающейся ракете:Unlike the prototype in the proposed rotating rocket:
- передние и задние кромки лопастей оперения выполнены с односторонним заострением со скосом, расположенным на выпуклых их поверхностях, с углом 7°…10° в плоскости, перпендикулярной кромкам, а величина среднего угла установки лопастей оперения определена по зависимости δср=(0,05…0,20)Hопb0/d2 F(mнап/m∑), при этом задние кромки дугообразных лопастей в районе корневой хорды смещены от заднего торца ракетного двигателя в сторону головной части на расстояние 0,05…0,25 диаметра выходного сечения сопла ракетного двигателя и установлены выпуклыми поверхностями в направлении вращения ракеты таким образом, что вогнутые их поверхности являются наветренными,- the leading and trailing edges of the tail blades are made with a one-sided sharpening with a bevel located on their convex surfaces, with an angle of 7 ° ... 10 ° in the plane perpendicular to the edges, and the value of the average angle of installation of the tail blades is determined by the dependence δ av = (0.05 ... 0.20) H op b 0 / d 2 F (m nap / m ∑ ), while the trailing edges of the arcuate blades in the root chord region are displaced from the rear end of the rocket engine towards the head by a distance of 0.05 ... 0.25 the diameter of the outlet section of the rocket engine nozzle and are installed with convex surfaces in the direction of rotation of the rocket in such a way that their concave surfaces are windward,
где δср=∑δi/n - средний угол установки лопастей оперения к продольной оси ракеты, град;where δ cf = ∑δ i / n is the average angle of the empennage blades to the longitudinal axis of the rocket, deg;
δi - угол установки каждой лопасти к продольной оси ракеты, град;δ i - angle of installation of each blade to the longitudinal axis of the rocket, degrees;
n - количество лопастей оперения;n is the number of tail blades;
Ноп - размах лопастей оперения;H op - the span of the tail blades;
b0 - корневая хорда лопасти;b 0 - root chord of the blade;
d - калибр ракеты;d is the caliber of the rocket;
F(mнап/m∑)=(1+mнап/m∑)0,5 - функция, определяющая влияние массы жидкого наполнителя в головной части ракеты на средний угол установки лопастей оперения к продольной оси ракеты;F (m nap / m ∑ ) = (1 + m nap / m ∑ ) 0.5 is a function that determines the effect of the mass of the liquid filler in the head of the rocket on the average angle of the tail blades to the longitudinal axis of the rocket;
mнап - масса жидкого наполнителя в головной части, кг;m nap - mass of liquid filler in the head part, kg;
m∑ - суммарная масса ракеты, кг;m ∑ is the total mass of the rocket, kg;
- насадок на переднем торце головной части выполнен в виде тела вращения цилиндрическо-конической формы с уменьшающимся диаметром по мере приближения к его носовой части и радиусом скругления его носовой части, равным 0,04…0,08 калибра ракеты, при этом диаметр насадка в месте его установки на торце головной части принят равным 0,15…0,30 калибра ракеты.- the nozzle on the front end of the head part is made in the form of a cylindrical-conical body of revolution with a decreasing diameter as it approaches its nose and a radius of rounding of its nose equal to 0.04 ... 0.08 of the rocket caliber, with the diameter of the nozzle in place its installation at the end of the warhead is taken equal to 0.15 ... 0.30 of the rocket caliber.
Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.This is what allows us to conclude that there is a causal relationship between the set of essential features of the proposed technical solution and the achieved technical result.
Указанные признаки, отличительные от прототипа, и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой защиты, во всех случаях достаточны.The specified features, distinguishing from the prototype, and to which the claimed scope of legal protection applies, are sufficient in all cases.
Задачей предполагаемого изобретения является создание вращающейся ракеты с жидким наполнителем в головной части с увеличенной дальностью за счет уменьшения сопротивления головной части и оперения, повышенной эффективностью и надежностью функционирования, улучшенными характеристиками точности и кучности за счет уменьшения аэродинамических нагрузок и снижения разброса аэробаллистических характеристик ракеты в условиях полета с увеличенными скоростями.The objective of the proposed invention is to create a rotating rocket with a liquid filler in the warhead with an increased range by reducing the resistance of the warhead and tail, increased efficiency and operational reliability, improved accuracy and accuracy by reducing aerodynamic loads and reducing the spread of aeroballistic characteristics of the rocket in flight conditions with increased speeds.
Указанный технический результат достигается тем, что в известной вращающейся ракете, содержащей головную часть со скругленным по радиусу передним торцом и насадком, заполненную жидким наполнителем на основе нефтепродуктов, устройство для разбрасывания и воспламенения наполнителя, ракетный двигатель с соплом и хвостовое оперение с дугообразными раскрывающимися лопастями, установленными под углом к продольной оси ракеты, согласно изобретению:The specified technical result is achieved by the fact that in a known rotating rocket containing a head part with a front end rounded along a radius and a nozzle filled with a liquid filler based on petroleum products, a device for scattering and igniting the filler, a rocket engine with a nozzle and a tail unit with arcuate opening blades, installed at an angle to the longitudinal axis of the rocket, according to the invention:
- передние и задние кромки лопастей оперения выполнены с односторонним заострением со скосом, расположенным на выпуклых их поверхностях, с углом 7°…10° в плоскости, перпендикулярной кромкам, а величина среднего угла установки лопастей оперения определена по зависимости δср=(0,05…0,20)Hопb0/d2 F(mнап/m∑), при этом задние кромки дугообразных лопастей в районе корневой хорды смещены от заднего торца ракетного двигателя в сторону головной части на расстояние 0,05…0,25 диаметра выходного сечения сопла ракетного двигателя и установлены выпуклыми поверхностями в направлении вращения ракеты таким образом, что вогнутые их поверхности являются наветренными;- the leading and trailing edges of the tail blades are made with a one-sided sharpening with a bevel located on their convex surfaces, with an angle of 7 ° ... 10 ° in the plane perpendicular to the edges, and the value of the average angle of installation of the tail blades is determined by the dependence δ av = (0.05 ... 0.20) H op b 0 / d 2 F (m nap / m ∑ ), while the trailing edges of the arcuate blades in the root chord region are displaced from the rear end of the rocket engine towards the head by a distance of 0.05 ... 0.25 the diameter of the outlet section of the rocket engine nozzle and are installed with convex surfaces in the direction of rotation of the rocket in such a way that their concave surfaces are windward;
- насадок на переднем торце головной части выполнен в виде тела вращения цилиндрическо-конической формы с уменьшающимся диаметром по мере приближения к его носовой части и радиусом скругления его носовой части, равным 0,04…0,08 калибра ракеты, при этом диаметр насадка в месте его установки на торце головной части принят равным 0,15…0,30 калибра ракеты,- the nozzle on the front end of the head part is made in the form of a cylindrical-conical body of revolution with a decreasing diameter as it approaches its nose and a radius of rounding of its nose equal to 0.04 ... 0.08 of the rocket caliber, with the diameter of the nozzle in place its installation at the end of the warhead is taken equal to 0.15 ... 0.30 of the rocket caliber,
где δср=∑δi/n - средний угол установки лопастей оперения к продольной оси ракеты, град;where δ cf = ∑δ i / n is the average angle of the empennage blades to the longitudinal axis of the rocket, deg;
δi - угол установки каждой лопасти к продольной оси ракеты, град;δ i - angle of installation of each blade to the longitudinal axis of the rocket, deg;
n - количество лопастей оперения;n is the number of tail blades;
Ноп - размах лопастей оперения;H op - the span of the tail blades;
b0 - корневая хорда лопасти;b 0 - root chord of the blade;
d - калибр ракеты;d is the caliber of the rocket;
F(mнап/m∑)=(1+mнап/m∑)0,5 - функция, определяющая влияние массы жидкого наполнителя в головной части ракеты на средний угол установки лопастей оперения к продольной оси ракеты;F (m nap / m ∑ ) = (1 + m nap / m ∑ ) 0.5 is a function that determines the effect of the mass of the liquid filler in the head of the rocket on the average angle of the tail blades to the longitudinal axis of the rocket;
mнап - масса жидкого наполнителя в головной части, кг;m nap - mass of liquid filler in the head part, kg;
m∑ - суммарная масса ракеты, кг.m ∑ is the total mass of the rocket, kg.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между геометрическими параметрами вращающейся ракеты, оперения с раскрывающимися дугообразными лопастями стабилизатора позволяют, в частности, за счет выполнения:A new set of structural elements, as well as the presence of links between the geometric parameters of a rotating rocket, tail with drop-down arcuate stabilizer blades allow, in particular, due to the implementation of:
- передних и задних кромок лопастей оперения с односторонним заострением со скосом, расположенным на выпуклых их поверхностях, с углом 7°…10° в плоскости, перпендикулярной кромкам, а величины среднего угла установки лопастей оперения, определенного по зависимости δср=(0,05…0,20)Hопb0/d2 F(mнап/m∑) - обеспечить требуемый закон изменения угловой скорости вращения ракеты с увеличенной скоростью полета, при котором происходит уменьшение максимальной угловой скорости вращения ракеты в конце АУТ и ее увеличение на ПУТ при меньших в 1,5…2,0 раза значениях угла установки лопастей по сравнению с симметричным заострением кромок лопастей у прототипа. Предложенная зависимость для расчета среднего угла установки лопастей позволяет учесть влияние основных конструктивных и геометрических параметров оперения, массовых характеристик ракеты с учетом инерционности и вязкости жидкого наполнителя на угловую скорость вращения, обеспечить безрезонансный полет ракеты на всех участках траектории и особенно на активном участке, когда формируются основные начальные возмущения, определяющие доминирующее влияние на кучность и точность стрельбы предлагаемой вращающейся ракеты. Особенно это важно для ракет с жидкотекучим наполнителем головной части, у которых жесткость корпуса на изгиб и кручение, а, следовательно, допустимый диапазон изменения угловой скорости вращения на траектории меньше, чем в снаряжении с твердым взрывчатым веществом. При угле заострения кромок лопастей менее 7° происходит уменьшение коэффициента вращающего момента крена, от которого зависит угловая скорость вращения ракеты, снижение жесткости кромок, искривление формы за счет аэродинамического нагрева в полете, что приводит к разбросу аэробаллистических характеристик ракеты, ухудшению точности и кучности, боевой эффективности. Увеличение угла заострения кромок лопастей свыше 10° приводит к увеличению лобового сопротивления, потере дальности стрельбы;- the leading and trailing edges of the tail blades with one-sided sharpening with a bevel located on their convex surfaces, with an angle of 7 ° ... 10 ° in a plane perpendicular to the edges, and the value of the average angle of installation of the tail blades, determined from the dependence δ av = (0.05 ... 0.20) H op b 0 / d 2 F (m nap / m ∑ ) - to provide the required law of change in the angular velocity of rotation of the rocket with an increased flight speed, at which there is a decrease in the maximum angular velocity of rotation of the rocket at the end of the OUT and its increase by RCP at 1.5 ... 2.0 times smaller values of the angle of installation of the blades in comparison with the symmetric sharpening of the edges of the blades in the prototype. The proposed dependence for calculating the average angle of installation of the blades makes it possible to take into account the influence of the main structural and geometric parameters of the tail, the mass characteristics of the rocket, taking into account the inertia and viscosity of the liquid filler on the angular velocity of rotation, to ensure a resonance-free flight of the rocket in all sections of the trajectory and especially in the active section, when the main initial perturbations determining the dominant influence on the accuracy and accuracy of the proposed rotating rocket. This is especially important for missiles with a fluid head filler, in which the body bending and torsional stiffness, and, consequently, the permissible range of angular rotation velocity variation along the trajectory is less than in equipment with a solid explosive. When the angle of edge of the blades is less than 7 °, there is a decrease in the roll torque coefficient, on which the angular velocity of rotation of the rocket depends, a decrease in the rigidity of the edges, the curvature of the shape due to aerodynamic heating in flight, which leads to a scatter of the aeroballistic characteristics of the rocket, deterioration of accuracy and accuracy, combat efficiency. An increase in the angle of sharpening of the edges of the blades over 10 ° leads to an increase in drag, loss of firing range;
- смещения задних кромок дугообразных лопастей оперения в районе корневой хорды от заднего торца ракетного двигателя в сторону головной части на расстояние 0,05…0,25 диаметра выходного сечения сопла ракетного двигателя - исключить влияние отрицательного действия струи ракетного двигателя на разброс аэродинамических характеристик, кучность и точность стрельбы. При расстоянии до задних кромок лопастей менее 0,05 диаметра выходного сечения сопла происходит воздействие струи на обтекание лопастей, уменьшается их подъемная сила, увеличивается разброс аэробаллистических характеристик и ухудшается точность стрельбы. Увеличение расстояния до задних кромок лопастей свыше 0,25 диаметра выходного сечения сопла нецелесообразно, так как при этом происходит снижение запаса устойчивости и стабилизирующего момента ракеты, ухудшающих характеристики кучности стрельбы;- displacement of the trailing edges of the arcuate tail blades in the area of the root chord from the rear end of the rocket engine towards the head part at a distance of 0.05 ... 0.25 of the diameter of the outlet section of the rocket engine nozzle - to exclude the influence of the negative action of the rocket engine jet on the spread of aerodynamic characteristics, accuracy shooting accuracy. When the distance to the trailing edges of the blades is less than 0.05 of the diameter of the outlet section of the nozzle, the jet affects the flow around the blades, their lifting force decreases, the spread of aeroballistic characteristics increases, and the accuracy of shooting worsens. An increase in the distance to the trailing edges of the blades over 0.25 of the diameter of the nozzle outlet section is impractical, since this leads to a decrease in the stability margin and stabilizing moment of the rocket, which worsen the characteristics of the accuracy of fire;
- установки лопастей с односторонним заострением передних и задних кромок выпуклыми поверхностями в направлении вращения ракеты таким образом, что вогнутые их поверхности являются наветренными, - обеспечить действие индуцированного вращающего момента крена за счет одностороннего заострения кромок и дугообразной формы лопастей в одном направлении, совпадающим с вращающим моментом крена за счет угла установки лопастей, что обеспечивает вращение ракеты при меньших в 1,5…2,0 раза углах установки лопастей, уменьшить тем самым продольные и поперечные аэродинамические нагрузки в полете, уменьшить дополнительно по сравнению с прототипом сопротивление ракеты и увеличить дальность стрельбы;- installation of blades with one-side sharpening of the leading and trailing edges with convex surfaces in the direction of rotation of the rocket in such a way that their concave surfaces are windward; roll due to the angle of installation of the blades, which ensures the rotation of the rocket at 1.5 ... 2.0 times smaller angles of installation of the blades, thereby reducing the longitudinal and transverse aerodynamic loads in flight, further reduce the resistance of the rocket in comparison with the prototype and increase the firing range;
- насадка на переднем торце головной части в виде тела вращения цилиндрическо-конической формы с уменьшающимся диаметром по мере приближения к носовой части и радиусом скругления его носовой части, равным 0,04…0,08 калибра ракеты, при этом диаметр насадка в месте его установки на торце головной части принят равным 0,15…0,30 калибра ракеты, - уменьшить сопротивление насадка и головной части, увеличить дальность стрельбы. Увеличение радиуса скругления носовой части свыше 0,08 калибра ракеты приводит к росту сопротивления насадка и головной части, что приводит к уменьшению дальности, при радиусе скругления менее 0,04 калибра ракеты не происходит уменьшение сопротивления, а увеличивается нагрев носовой части. При диаметре насадка в месте его установки на торце головной части свыше 0,3 калибра происходит увеличение сопротивления насадка и головной части, уменьшение дальности стрельбы. Выполнение указанного диаметра менее 0,15 калибра приводит к уменьшению поперечных размеров насадка по всей его длине и в конечном итоге исчезает эффект образования «жидкого конуса» и его влияние на снижение сопротивление головной части с рассматриваемой затупленной формой носовой части.- a nozzle at the front end of the head in the form of a cylindrical-conical body of revolution with a decreasing diameter as it approaches the nose and a radius of rounding of its nose equal to 0.04 ... 0.08 of the rocket caliber, while the diameter of the nozzle at the place of its installation at the end of the warhead is taken equal to 0.15 ... 0.30 of the caliber of the rocket, - to reduce the resistance of the nozzle and the warhead, to increase the firing range. An increase in the radius of curvature of the nose over 0.08 caliber of the rocket leads to an increase in the resistance of the nozzle and the head, which leads to a decrease in the range, with a radius of curvature of less than 0.04 of the caliber of the rocket, resistance does not decrease, but the heating of the nose increases. When the diameter of the nozzle in the place of its installation at the end of the head part exceeds 0.3 caliber, the resistance of the nozzle and the head part increases, and the firing range decreases. Making the specified diameter less than 0.15 caliber leads to a decrease in the transverse dimensions of the nozzle along its entire length and ultimately disappears the effect of the formation of a "liquid cone" and its effect on reducing the resistance of the head part with the considered blunt nose shape.
Сущность изобретения поясняется чертежом фиг.1, где приведен общий вид предлагаемой вращающейся ракеты.The essence of the invention is illustrated by the drawing figure 1, which shows a General view of the proposed rotating rocket.
Предлагаемая вращающаяся ракета состоит из головной части 1 со скругленным по радиусу передним торцом 2 с насадком 3, заполненную жидким наполнителем 4 на основе нефтепродуктов, устройства 5 для разбрасывания и воспламенения наполнителя, ракетного двигателя 6 с соплом 7, хвостового оперении 8 с дугообразными раскрывающимися лопастями 9, установленными под углом δ к продольной оси ракеты.The proposed rotating rocket consists of a
Лопасти 9 ориентированы выпуклыми поверхностями Б в направлении вращения ракеты таким образом, что вогнутые их поверхности С являются наветренными. Угол 8 установки лопастей к продольной оси ракеты определяется по вышеприведенной зависимости.The
Передние и задние кромки лопастей 9 оперения 8 выполнены с односторонним заострением со скосом 10, расположенным на выпуклых поверхностях Б, с углами заострения передних и задних кромок βпк=βзк=7°…10° в плоскости, перпендикулярной кромкам. Задние кромки лопастей 9 смещены от заднего торца ракетного двигателя 6 в сторону головной части 1 на расстояние L=(0,05…0,25)d2, где d2 - диаметр выходного сечения сопла 7 ракетного двигателя 6.The leading and trailing edges of the
Насадок 3 в виде тела вращения цилиндрическо-конической формы с уменьшающимся диаметром по мере приближения к носовой части и радиусом скругления носовой части R=(0,04…0,08)d в месте его установки на торце головной части выполнен диаметром d1=(0,15…0,30)d, где d - калибр ракеты.Nozzle 3 in the form of a body of revolution of a cylindrical-conical shape with a decreasing diameter as it approaches the nose and the radius of the nose rounding R = (0.04 ... 0.08) d in the place of its installation at the end of the head is made with a diameter d 1 = ( 0.15 ... 0.30) d, where d is the missile caliber.
Функционирование предлагаемой вращающейся ракеты происходит следующим образом.The functioning of the proposed rotating rocket is as follows.
После запуска ракетного двигателя 6 ракета с головной частью 1, имеющей скругленный по радиусу передний торец 2 с насадком 3 и жидкий наполнитель 4 внутри, начинает движение. За счет набегающего потока воздуха и установки дугообразных лопастей 9 под заранее выбранным углом δ к продольной оси появляется вращающий момент на оперении 8 и начинается раскрутка ракеты. За счет принятого по предложенной авторами зависимости необходимого угла установки лопастей оперения изменение угловой скорости вращения происходит в допустимых с точки зрения отсутствия резонанса пределах. В результате полета без углов атаки и отсутствия резонанса уменьшается в полете разброс аэробаллистических характеристик ракеты, а у цели происходит разбрасывание и воспламенение жидкого наполнителя 4 посредством устройства 5, повышается точность и кучность, надежность функционирования.After starting the rocket engine 6, the rocket with the
Выполнение передних и задних кромок лопастей 9 оперения 8 с односторонним заострением со скосом, расположенным на выпуклых поверхностях Б, с углом 7°…10° в плоскости, перпендикулярной кромкам, позволяет обеспечить требуемое вращение при меньших в 1,5…2,0 раза углах установки лопастей, чем при симметричном заострении кромок у прототипа. Тем самым уменьшается сопротивление ракеты за счет уменьшения лобового сопротивления насадка 3, головной части 1 в целом, индуктивного сопротивления лопастей 8 и увеличивается дальность стрельбы. Снижаются продольные и поперечные аэродинамические нагрузки на лопасти и ракету в целом, в результате чего уменьшаются изгибные и крутильные деформации элементов конструкции, приводящие к улучшению характеристик точности, а при залповой стрельбе и кучности.The implementation of the front and rear edges of the
Указанный положительный эффект подтвержден летно-конструкторскими испытаниями вращающейся ракеты, выполненной в соответствии с предлагаемым изобретением.This positive effect is confirmed by flight tests of a rotating rocket made in accordance with the invention.
Предложенное техническое решение позволило разработать вращающуюся ракету с жидким наполнителем в головной части с увеличенной дальностью полета, повышенной боевой эффективностью и надежностью функционирования, улучшенными характеристиками точности и кучности.The proposed technical solution made it possible to develop a rotating rocket with a liquid filler in the warhead with an increased flight range, increased combat effectiveness and operational reliability, improved accuracy and accuracy.
В настоящее время разработана конструкторская документация, проведены летные испытания, намечено серийное производство.Currently, the design documentation has been developed, flight tests have been carried out, and serial production is planned.
Claims (11)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020108602A RU2732370C1 (en) | 2020-02-27 | 2020-02-27 | Rotating missile |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020108602A RU2732370C1 (en) | 2020-02-27 | 2020-02-27 | Rotating missile |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2732370C1 true RU2732370C1 (en) | 2020-09-16 |
Family
ID=72516547
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2020108602A RU2732370C1 (en) | 2020-02-27 | 2020-02-27 | Rotating missile |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2732370C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2814624C1 (en) * | 2023-08-29 | 2024-03-01 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" им. А.Н. Ганичева" | Missile stabilizer |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3578796A (en) * | 1968-09-25 | 1971-05-18 | Thiokol Chemical Corp | Spinning and stabilizing system for solid propellant rocket or missiles |
| EP0448437A1 (en) * | 1990-03-09 | 1991-09-25 | Thomson-Brandt Armements | Improvements concerning a system for deploying rail fins |
| RU2195627C1 (en) * | 2001-07-19 | 2002-12-27 | Федеральное Государственное унитарное предприятие "Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Spin-stabilized missile |
| RU2248515C1 (en) * | 2003-07-17 | 2005-03-20 | Федеральное Государственное унитарное предприятие "Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Spin-stabilized rocket |
| RU2325612C1 (en) * | 2006-09-04 | 2008-05-27 | Федеральное Государственное унитарное предприятие "Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Spinning missile |
| RU2451902C1 (en) * | 2011-01-11 | 2012-05-27 | Федеральное Государственное унитарное предприятие "Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Rotary jet projectile |
| US8581160B1 (en) * | 2010-03-31 | 2013-11-12 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Gyroscopic stabilizer |
-
2020
- 2020-02-27 RU RU2020108602A patent/RU2732370C1/en active
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3578796A (en) * | 1968-09-25 | 1971-05-18 | Thiokol Chemical Corp | Spinning and stabilizing system for solid propellant rocket or missiles |
| EP0448437A1 (en) * | 1990-03-09 | 1991-09-25 | Thomson-Brandt Armements | Improvements concerning a system for deploying rail fins |
| RU2195627C1 (en) * | 2001-07-19 | 2002-12-27 | Федеральное Государственное унитарное предприятие "Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Spin-stabilized missile |
| RU2248515C1 (en) * | 2003-07-17 | 2005-03-20 | Федеральное Государственное унитарное предприятие "Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Spin-stabilized rocket |
| RU2325612C1 (en) * | 2006-09-04 | 2008-05-27 | Федеральное Государственное унитарное предприятие "Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Spinning missile |
| US8581160B1 (en) * | 2010-03-31 | 2013-11-12 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Gyroscopic stabilizer |
| RU2451902C1 (en) * | 2011-01-11 | 2012-05-27 | Федеральное Государственное унитарное предприятие "Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Rotary jet projectile |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2814624C1 (en) * | 2023-08-29 | 2024-03-01 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" им. А.Н. Ганичева" | Missile stabilizer |
| RU2814640C1 (en) * | 2023-09-04 | 2024-03-04 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" имени А.Н. Ганичева" | Missile |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP1366339B1 (en) | 2-d projectile trajectory corrector | |
| AU602338B2 (en) | Improvements in or relating to hunting ammunition comprising a bullet of increased effectiveness | |
| US5622335A (en) | Tail piece for a projectile having fins each including a recess | |
| RU2732370C1 (en) | Rotating missile | |
| US11156442B1 (en) | Dynamic instability reduced range round | |
| US11852447B2 (en) | Maneuvering aeromechanically stable sabot system | |
| RU2343397C2 (en) | Rocket missile | |
| RU2459177C1 (en) | Supersonic controlled projectile | |
| RU2795731C1 (en) | Rotating rocket projectile launched from a tubular guide | |
| RU2166178C1 (en) | Spin-stabilized supersonic missile | |
| RU2325612C1 (en) | Spinning missile | |
| RU2451902C1 (en) | Rotary jet projectile | |
| RU2773057C1 (en) | Rotating projectile launched from a smoothbore tubular rail | |
| US4653405A (en) | Self-destructing projectile | |
| RU2642693C2 (en) | Supersonic projectile | |
| RU2328695C2 (en) | Supersonic jet shell fin | |
| RU2809446C1 (en) | Supersonic spin-stabilized missile | |
| RU2814624C1 (en) | Missile stabilizer | |
| RU2115882C1 (en) | Rocket projectile launched from launching tube | |
| RU218346U1 (en) | ROTATING PROJECT | |
| RU2154799C1 (en) | Spin-stabilized rocket | |
| RU2790655C1 (en) | Rocket projectile stabilizer | |
| RU2125701C1 (en) | Rocket | |
| RU2559657C1 (en) | Jet projectile rocket section | |
| RU2814640C1 (en) | Missile |