RU2158377C1

RU2158377C1 - Rocket part of jet projectile

Info

Publication number: RU2158377C1
Application number: RU99123662A
Authority: RU
Inventors: Н.А. Макаровец; Г.А. Денежкин; Л.И. Обозов; В.В. Семилет; Д.М. Петуркин; В.Г. Филатов; В.Ф. Собко; В.Г. Дружинин; В.М. Углов; В.Я. Ковальчук
Original assignee: Открытое акционерное общество "Станкомаш"
Priority date: 1999-11-11
Filing date: 1999-11-11
Publication date: 2000-10-27

Abstract

FIELD: salvo fire systems. SUBSTANCE: rocket part includes thin-walled case at unit alongation more than 10 calibres and nozzle unit with cylindrical fairing of aerodynamic stabilizer secured on it. Case of rocket part and fairing of aerodynamic stabilizer are provided with at least three circular beads located symmetrically along length of case and fairing, respectively. Diameter and width of circular beads are equal to 1.01-1.02 and 0.15- 0.25, respectively. EFFECT: enhanced stability of flight of projectile at velocities exceeding 4 M. 1 dwg

Description

Изобретение относится к области реактивной техники, а именно к ракетным двигательным установкам, работающим на твердом топливе и используемым в составе реактивных снарядов систем залпового огня. The invention relates to the field of jet technology, namely to rocket propulsion systems operating on solid fuel and used as part of rockets of multiple launch rocket systems.

Объект изобретения представляет собой ракетную часть реактивного снаряда системы залпового огня повышенной дальности и эффективности стрельбы. The object of the invention is a missile part of a multiple launch rocket system of increased range and firing efficiency.

Так, известны реактивные снаряды, обеспечивающие поражение площадных и крупноразмерных целей (см. например, Куров В.Д. Должанский Ю.М. Основы проектирования пороховых реактивных снарядов. - М.: Оборонгиз, 1961 г., с. 11), приняты за прототип, использующие в конструкции тонкостенный ракетный двигатель на твердом топливе, сопловой блок и аэродинамический стабилизатор, выполненный на цилиндрическом обтекателе соплового блока. So, rockets are known that provide for the defeat of area and large-sized targets (see, for example, Kurov V.D. Dolzhansky Yu.M. Fundamentals of the design of powder rocket shells. - M .: Oborongiz, 1961, p. 11), taken for a prototype using a thin-walled solid fuel rocket engine, a nozzle block and an aerodynamic stabilizer made on a cylindrical cowl fairing in a design.

Недостатком известного технического решения является то, что обеспечение устойчивости полета таких реактивных снарядов становится проблематичной на скоростях полета выше 4М (где М - число Маха). A disadvantage of the known technical solution is that ensuring the stability of the flight of such rockets becomes problematic at flight speeds above 4M (where M is the Mach number).

Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией ракетной части реактивного снаряда является наличие в ее составе тонкостенного корпуса, соплового блока и закрепленного на нем цилиндрического обтекателя аэродинамического стабилизатора. Common signs with the design of the missile part of the rocket proposed by the authors is the presence of a thin-walled body, a nozzle block and a cylindrical aerodynamic stabilizer mounted on it.

Известна ракетная часть реактивного снаряда по патенту RU N 2125174 МПК F 02 K 9/18, 1998 г., принятая авторами за аналог. Known rocket launcher according to patent RU N 2125174 IPC F 02 K 9/18, 1998, adopted by the authors as an analogue.

Она содержит тонкостенный корпус с относительным удлинением более 10 калибров и сопловой блок с закрепленным на нем цилиндрическим обтекателем аэродинамического стабилизатора Недостатком известного решения является неустойчивость полета при скоростях выше 4М. It contains a thin-walled body with a relative elongation of more than 10 calibers and a nozzle block with a cylindrical fairing of an aerodynamic stabilizer fixed to it. A disadvantage of the known solution is flight instability at speeds above 4M.

Задачей настоящего изобретения является обеспечение устойчивости полета снаряда на скоростях более 4М. The objective of the present invention is to ensure the stability of the flight of the projectile at speeds of more than 4M.

Поставленная задача решается за счет того, что в ракетной части реактивного снаряда, включающей в себя тонкостенный корпус с относительным удлинением более 10 калибров и соплового блока с закрепленным на нем цилиндрическим обтекателем аэродинамического стабилизатора, согласно изобретению на корпусе ракетной части и на обтекателе аэродинамического стабилизатора выполнены кольцевые утолщения числом не менее трех, симметрично расположенные по длине корпуса и обтекателя соответственно, причем диаметр и ширина кольцевых утолщений соответственно составляют 1,01. ..1,02 и 0,15...0,25 калибра ракетной части. The problem is solved due to the fact that in the rocket part of the rocket projectile, which includes a thin-walled body with a relative elongation of more than 10 calibers and a nozzle block with a cylindrical aerodynamic stabilizer mounted on it, according to the invention, annular rings are made on the missile part and on the fairing of the aerodynamic stabilizer thickenings of at least three, symmetrically located along the length of the body and fairing, respectively, with the diameter and width of the annular thickenings corresponding 1.01-retarded. ..1,02 and 0,15 ... 0,25 caliber rocket.

Авторами предлагаемого изобретения проведен большой объем экспериментальных исследований и летных испытаний снарядов с тонкостенными полыми ракетными частями по установлению новой совокупности их конструктивных элементов и рациональных соотношений между ними, позволивших решить проблему устойчивости полета снарядов с тонкостенными полыми оболочками на скоростях более 4 М. The authors of the invention carried out a large amount of experimental research and flight tests of shells with thin-walled hollow missile parts to establish a new set of their structural elements and rational ratios between them, which allowed to solve the problem of the stability of the flight of shells with thin-walled hollow shells at speeds of more than 4 M.

Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между параметрами ракетной части снаряда позволяют, в частности, за счет выполнения на корпусе ракетной части и на обтекателе аэродинамического стабилизатора кольцевых утолщений числом не менее трех, симметрично расположенных по длине корпуса и обтекателя соответственно, причем диаметр и ширина кольцевых утолщений соответственно составляют 1,01...1,02 и 0,15...0,25 калибра ракетной части, обеспечить локальное повышение изгибной жесткости ракетной части в целом и тем самым снизить отрицательное влияние ее изгибных колебаний на устойчивость полета снаряда. A new set of structural elements, as well as the presence of connections between the parameters of the missile part of the projectile, allow, in particular, due to the execution of the aerodynamic stabilizer of the annular part of the projectile and the fairing of the ring stabilizers with a number of at least three symmetrically located along the length of the body and fairing, respectively, the diameter and the width of the annular thickenings, respectively, is 1.01 ... 1.02 and 0.15 ... 0.25 caliber of the missile part, to provide a local increase in the bending stiffness of the missile part as a whole and thereby lower The negative effect of its bending vibrations on the stability of the projectile flight.

Сущность изобретения поясняется чертежом. Ракетная часть реактивного снаряда состоит из корпуса 1 с относительным удлинением более 10 калибров, выполненных на нем кольцевых утолщений 2, соплового блока 3 с закрепленным на нем цилиндрическим обтекателем аэродинамического стабилизатора 4 с кольцевыми утолщениями 5 и лопастями стабилизатора 6. Диаметр D кольцевых утолщений 2,5 корпуса 1 и стабилизатора 4 составляет 1,01...1,02 калибра ракетной части, а ширина l кольцевых утолщений 2,5 составляет 0,15...0,25 калибра ракетной части d. The invention is illustrated in the drawing. The rocket launcher consists of a housing 1 with a relative elongation of more than 10 calibers, annular thickenings made on it 2, a nozzle block 3 with a cylindrical aerodynamic stabilizer cowl 4 mounted on it, with annular thickenings 5 and stabilizer blades 6. Diameter D of annular thickenings body 1 and stabilizer 4 is 1.01 ... 1.02 caliber missile parts, and the width l of the annular thickenings 2.5 is 0.15 ... 0.25 caliber missile parts d.

Предлагаемая ракетная часть реактивного снаряда работает следующим образом. После запуска ракетного двигателя снаряд разгоняется в направляющей, а затем на траектории до максимальной скорости. The proposed rocket launcher is as follows. After starting the rocket engine, the projectile accelerates in the guide, and then on the trajectory to maximum speed.

При достижении снарядом максимальной скорости возникают изгибные колебания корпуса ракетной части и обтекателя аэродинамического стабилизатора, следствием которых становится потеря устойчивости полета снаряда в целом. С целью снижения интенсивности изгибных колебаний ракетной части до допустимого уровня кольцевые утолщения выполнены как на корпусе ракетной части, так и на обтекателе, числом не менее трех с симметричным расположением по их длинам соответственно. При диаметре кольцевых утолщений, меньшем 1,01 калибра ракетной части и ширине, меньшей 0,15 калибра ракетной части эффект снижения интенсивности изгибных колебаний не наблюдается. При увеличении диаметра кольцевых утолщений сверх 1,02 калибра ракетной части и ширины сверх 0,25 калибра ракетной части происходит увеличение пассивной массы снаряда, ограничивающее получение предельной дальности стрельбы. When the projectile reaches maximum speed, bending vibrations of the missile body and the aerodynamic stabilizer fairing occur, resulting in a loss of stability of the projectile’s flight as a whole. In order to reduce the intensity of the bending vibrations of the rocket part to an acceptable level, annular thickenings are made both on the body of the rocket part and on the fairing, with a number of at least three with a symmetrical arrangement along their lengths, respectively. When the diameter of the annular thickenings is less than 1.01 caliber of the missile part and the width is less than 0.15 caliber of the missile part, the effect of reducing the intensity of bending vibrations is not observed. With an increase in the diameter of annular thickenings in excess of 1.02 caliber of the missile part and a width in excess of 0.25 caliber of the missile part, an increase in the passive mass of the projectile occurs, limiting the obtaining of the ultimate firing range.

Выполнение параметров ракетной части согласно предлагаемому изобретению гарантирует получение предельно достижимой дальности стрельбы без нарушения устойчивости полета снаряда по всей траектории. Указанный положительный эффект подтвержден летными испытаниями натурных образцов реактивных снарядов. The fulfillment of the parameters of the missile part according to the invention guarantees obtaining the maximum achievable firing range without violating the stability of the projectile’s flight along the entire trajectory. The indicated positive effect is confirmed by flight tests of full-scale rocket shell samples.

В настоящее время разработана конструкторская документация на снаряды, готовится их серийное производство. Currently, design documentation for shells has been developed, and mass production is being prepared.

Claims

Missile part of a rocket, including a thin-walled body with a relative elongation of more than 10 calibers and a nozzle block with a cylindrical aerodynamic stabilizer fairing mounted on it, characterized in that annular thickenings of at least three symmetrically arranged along the missile part and on the fairing of the aerodynamic stabilizer are made the length of the hull and fairing, respectively, and the diameter and width of the annular thickenings, respectively, are 1.01 - 1.02 and 0.15 - 0.25 caliber rocket hours and.