RU2451902C1 - Rotary jet projectile - Google Patents
Rotary jet projectile Download PDFInfo
- Publication number
- RU2451902C1 RU2451902C1 RU2011100325/11A RU2011100325A RU2451902C1 RU 2451902 C1 RU2451902 C1 RU 2451902C1 RU 2011100325/11 A RU2011100325/11 A RU 2011100325/11A RU 2011100325 A RU2011100325 A RU 2011100325A RU 2451902 C1 RU2451902 C1 RU 2451902C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- diameter
- jet engine
- blades
- projectile
- thin
- Prior art date
Links
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к вращающимся реактивным снарядам систем залпового огня.The invention relates to the field of rocket technology, namely to rotating rockets of multiple launch rocket systems.
Объект изобретения представляет собой вращающийся реактивный снаряд повышенной боевой эффективности, надежности функционирования.The object of the invention is a rotating rocket of increased combat efficiency, reliability.
Известны реактивные снаряды М8, М13, обеспечивающие поражение площадных и крупноразмерных целей (Куров В.Д., Должанский Ю.М. Основы проектирования пороховых ракетных снарядов. - М.: Оборонгиз, 1961, с.11), содержащие головную часть, реактивный двигатель, стабилизатор. В их конструкции используются стабилизаторы, содержащие лопасти, прочно скрепленные с корпусом реактивного двигателя.Known missiles M8, M13, providing the defeat of area and large-sized targets (Kurov V.D., Dolzhansky Yu.M. Fundamentals of the design of powder rocket shells. - M .: Oborongiz, 1961, p.11), containing the warhead, jet engine stabilizer. Their design uses stabilizers containing blades firmly fastened to the jet engine housing.
Задачей данного технического решения являлось обеспечение устойчивого полета реактивных снарядов. Однако наличие прочно скрепленного (нераскрывающегося) стабилизатора не позволяет разместить на пусковой установке большое количество снарядов, что снижает эффективность применения реактивной системы.The objective of this technical solution was to ensure a stable flight of rockets. However, the presence of a firmly bonded (non-expanding) stabilizer does not allow placing a large number of shells on the launcher, which reduces the effectiveness of using a reactive system.
Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией реактивного снаряда является наличие в составе снарядов-аналогов головной части, реактивного двигателя, стабилизатора с лопастями.Common features with the design of the missile proposed by the authors is the presence in the composition of the shells-analogues of the head part, a jet engine, a stabilizer with blades.
Опыт проектирования и эксплуатации реактивных систем залпового огня показал, что наиболее рациональным компоновочным решением является размещение реактивных снарядов перед пуском и запуск их из трубчатых направляющих.The experience in the design and operation of multiple launch rocket systems showed that the most rational layout solution is the placement of rockets before launch and launching them from tube guides.
В этом случае на одной боевой машине удается разместить наибольшее количество реактивных снарядов. Лопасти стабилизатора находятся в сложенном положении перед пуском, а после выхода из направляющей раскрываются.In this case, it is possible to place the largest number of rockets on one combat vehicle. The stabilizer blades are in the folded position before starting, and after leaving the guide open.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому техническому эффекту к изобретению является реактивный снаряд системы залпового огня М-210Ф (см. Боевая машина БМ-21. Техническое описание и инструкция по эксплуатации. - М.: Военное издательство МО СССР, 1977, с.74-75), принятый авторами за прототип. Он содержит головную часть, реактивный двигатель с соплом, стабилизатор с раскрывающимися дугообразными лопастями.The closest in technical essence and the achieved technical effect to the invention is the M-210F multiple launch rocket shell (see BM-21 combat vehicle. Technical description and operating instructions. - M.: Military Publishing House of the USSR Ministry of Defense, 1977, p. 74 -75), adopted by the authors for the prototype. It contains a head part, a jet engine with a nozzle, a stabilizer with expanding arcuate blades.
Лопасти в раскрытом состоянии устанавливаются под определенным углом к продольной оси корпуса, благодаря чему обеспечивается вращение снаряда в полете. Вращение придается снаряду для повышения точности, а при залповой стрельбе и улучшения кучности.When the blades are open, they are installed at a certain angle to the longitudinal axis of the hull, which ensures rotation of the projectile in flight. Rotation is given to the projectile to increase accuracy, and when salvo firing and improve accuracy.
Для каждого типа снаряда существует допустимый диапазон изменения угловой скорости вращения исходя из условий нормального функционирования, прочности и полета с минимальными углами атаки.For each type of projectile there is an acceptable range of variation in the angular velocity of rotation based on the conditions of normal functioning, strength and flight with minimal angles of attack.
Верхняя граница обусловлена частотой изгибных колебаний снаряда, а нижняя - частотой собственных колебаний снаряда как твердого тела.The upper boundary is due to the frequency of the bending vibrations of the projectile, and the lower boundary is due to the frequency of the natural vibrations of the projectile as a solid.
Диапазон изменения скорости вращения для реактивных снарядов, идентичных прототипу, тем больше, чем больше скорость полета в конце АУТ. Поэтому для указанной конструкции снаряда существуют ограничения по максимальной скорости полета, а следовательно, по увеличению максимальной дальности стрельбы.The range of variation of the rotation speed for rockets identical to the prototype, the greater, the greater the flight speed at the end of the ATU. Therefore, for the specified design of the projectile, there are restrictions on the maximum flight speed, and therefore, on increasing the maximum firing range.
Задачей указанного технического решения (прототипа) являлось размещение на боевой машине наибольшего количества реактивных снарядов залпового огня при обеспечении их устойчивого полета.The objective of the specified technical solution (prototype) was to place the largest number of multiple launch rockets on a combat vehicle while ensuring their stable flight.
Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией вращающегося реактивного снаряда является наличие в прототипе головной части, реактивного двигателя с соплом, стабилизатора с раскрывающимися дугообразными лопастями.Common signs with the design of the rotating missile proposed by the authors is the presence in the prototype of the head part, a jet engine with a nozzle, a stabilizer with expanding arcuate blades.
В отличие от прототипа в предлагаемом вращающемся реактивном снаряде лопасти стабилизатора изолированы от корпуса реактивного двигателя с помощью тонкостенного цилиндра с наружным диаметром 0,80…0,95 калибра снаряда, длиной, превышающей бортовую хорду лопастей, и толщиной 0,01…0,03 его наружного диаметра, закрепленного над кольцевым углублением, образованным наружной поверхностью сопла реактивного двигателя, в тонкостенном цилиндре со стороны вогнутых поверхностей лопастей выполнены сквозные отверстия в количестве не менее двух вдоль бортовой хорды каждой лопасти, при этом ближнее к передней кромке лопасти отверстие выполнено от нее на расстоянии не более 0,3 длины бортовой хорды лопасти, задние кромки лопастей стабилизатора в районе бортовой хорды смещены от донного среза реактивного двигателя в сторону головной части на величину 0,25…0,75 диаметра выходного сечения сопла, а между тонкостенным цилиндром и донным срезом реактивного двигателя на его боковой поверхности выполнен кольцевой бурт диаметром, превышающим диаметр тонкостенного цилиндра и составляющим 1,05…1,10 диаметра выходного сечения сопла реактивного двигателя, при этом носовая часть головной части выполнена с притуплением, диаметр которого составляет 0,05…0,15 калибра снаряда.In contrast to the prototype in the proposed rotating rocket, the stabilizer blades are isolated from the jet engine housing using a thin-walled cylinder with an outer diameter of 0.80 ... 0.95 caliber of the projectile, a length exceeding the side chord of the blades, and a thickness of 0.01 ... 0.03 the outer diameter fixed above the annular recess formed by the outer surface of the jet engine nozzle, in the thin-walled cylinder from the side of the concave surfaces of the blades through holes are made in an amount of at least two along the the mouth chord of each blade, while the hole closest to the leading edge of the blade is made from it at a distance of no more than 0.3 of the side chord of the blade, the trailing edges of the stabilizer blades in the region of the side chord are offset from the bottom cut of the jet engine towards the head by 0, 25 ... 0.75 of the diameter of the nozzle exit section, and between the thin-walled cylinder and the bottom cut of the jet engine, an annular collar with a diameter exceeding the diameter of the thin-walled cylinder and constituting 1.05 ... 1.10 dia meter of the outlet cross section of the jet engine nozzle, while the nose of the head is made with blunting, the diameter of which is 0.05 ... 0.15 caliber of the projectile.
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, distinctive from the prototype and to which the requested amount of legal protection applies, are sufficient in all cases.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение боевой эффективности вращающегося реактивного снаряда, надежности функционирования, улучшение характеристик точности, кучности за счет снижения разброса аэробаллистических характеристик и исключения резонансных явлений в процессе полета.The objective of the invention is to increase the combat effectiveness of a rotating rocket, reliability, improved accuracy, accuracy by reducing the spread of aeroballistic characteristics and the exclusion of resonant phenomena during the flight.
Указанный технический результат достигается тем, что в вращающемся реактивном снаряде, содержащем головную часть, реактивный двигатель с соплом, стабилизатор с раскрывающимися дугообразными лопастями, согласно изобретению лопасти стабилизатора изолированы от корпуса реактивного двигателя с помощью тонкостенного цилиндра с наружным диаметром 0,80…0,95 калибра снаряда, длиной, превышающей бортовую хорду лопастей, и толщиной 0,01…0,03 его наружного диаметра, закрепленного над кольцевым углублением, образованным наружной поверхностью сопла реактивного двигателя, в тонкостенном цилиндре со стороны вогнутых поверхностей лопастей выполнены сквозные отверстия в количестве не менее двух вдоль бортовой хорды каждой лопасти, при этом ближнее к передней кромке лопасти отверстие выполнено от нее на расстоянии не более 0,3 длины бортовой хорды лопасти, задние кромки лопастей стабилизатора в районе бортовой хорды смещены от донного среза реактивного двигателя в сторону головной части на величину 0,25…0,75 диаметра выходного сечения сопла, а между тонкостенным цилиндром и донным срезом реактивного двигателя на его боковой поверхности выполнен кольцевой бурт диаметром, превышающим диаметр тонкостенного цилиндра и составляющим 1,05…1,10 диаметра выходного сечения сопла реактивного двигателя, при этом носовая часть головной части выполнена с притуплением, диаметр которого составляет 0,05…0,15 калибра снаряда.The specified technical result is achieved by the fact that in a rotating rocket containing a head part, a jet engine with a nozzle, a stabilizer with expandable arcuate blades, according to the invention, the stabilizer blades are isolated from the body of the jet engine using a thin-walled cylinder with an outer diameter of 0.80 ... 0.95 the caliber of the projectile, a length exceeding the side chord of the blades, and a thickness of 0.01 ... 0.03 of its outer diameter, mounted above the annular recess formed by the outer surface of the nozzle jet engine, in the thin-walled cylinder from the side of the concave surfaces of the blades, through holes are made in an amount of at least two along the side chord of each blade, while the hole closest to the front edge of the blade is made from it at a distance of not more than 0.3 of the length of the side chord of the blade, the rear edges the stabilizer blades in the region of the side chord are offset from the bottom cut of the jet engine towards the head by 0.25 ... 0.75 of the diameter of the nozzle exit section, and between the thin-walled cylinder and the bottom cut a jet engine on its side surface has an annular collar with a diameter exceeding the diameter of the thin-walled cylinder and constituting 1.05 ... 1.10 of the diameter of the outlet section of the jet engine nozzle, while the nose of the head is made with blunting, the diameter of which is 0.05 ... 0, 15 caliber projectile.
Авторы предлагаемого изобретения провели исследования в аэродинамических трубах, летные испытания, направленные на поиск технических решений, позволяющих повысить боевую эффективность и надежность функционирования вращающегося реактивного снаряда, уменьшить диапазон изменения угловой скорости вращения снаряда на траектории, обеспечить безрезонансный полет с нулевыми углами атаки, уменьшить разброс аэробаллистических характеристик на активном и на пассивном участке траектории.The authors of the invention carried out research in wind tunnels, flight tests aimed at finding technical solutions to improve the combat effectiveness and reliability of a rotating missile, reduce the range of variation of the angular velocity of rotation of the projectile along the trajectory, provide resonance-free flight with zero angles of attack, reduce the spread of aeroballistic characteristics on the active and passive sections of the trajectory.
В результате исследований выявлено, что дугообразные лопасти индуцируют дополнительный вращающий момент крена даже при нулевом угле установки лопастей к продольной оси снаряда. При этом величина и направление индуцированного момента крена зависят от таких факторов, как формы кромок лопастей, чисел Маха, угла атаки, удаления кромок от донного среза реактивного двигателя. Установлено, что струя реактивного двигателя влияет на аэродинамические характеристики стабилизатора и снаряда в целом. В немалой степени устойчивость реактивного снаряда зависит от формы носовой части снаряда.As a result of studies, it was found that the arcuate blades induce additional roll torque even at zero angle of installation of the blades to the longitudinal axis of the projectile. In this case, the magnitude and direction of the induced roll moment depend on factors such as the shape of the edges of the blades, Mach numbers, angle of attack, removal of the edges from the bottom cut of the jet engine. It was found that the jet of a jet engine affects the aerodynamic characteristics of the stabilizer and the projectile as a whole. To a large extent, the stability of a missile depends on the shape of the bow of the projectile.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между параметрами заявляемого вращающегося реактивного снаряда позволили, в частности, за счет выполнения:A new set of structural elements, as well as the presence of connections between the parameters of the inventive rotating rocket, allowed, in particular, due to the following:
- изоляции лопастей стабилизатора от корпуса реактивного двигателя с помощью тонкостенного цилиндра с наружным диаметром 0,80…0,95 калибра снаряда, длиной, превышающей бортовую хорду лопастей, и толщиной 0,01…0,03 его наружного диаметра, закрепленного над кольцевым углублением, образованным наружной поверхностью сопла реактивного двигателя, обеспечить надежную фиксацию лопастей в раскрытом положении за счет гашения вибраций при работе реактивного двигателя. При толщине цилиндра более 0,03 его наружного диаметра увеличивается его жесткость, снижаются демпфирующие свойства и любые вибрации передаются непосредственно на лопасти стабилизатора, вызывая собственные колебания и выход лопастей из фиксирующих пазов. Выполнение толщины цилиндра менее 0,01 его наружного диаметра приводит к снижению его жесткости, прочности, появлению деформаций, другие нежелательные явления аэроупругости элементов конструкции стабилизатора, что снижает надежность функционирования снаряда, появлению углов атаки. Это приводит к ухудшению характеристик точности, боевой эффективности снаряда. Выполнение диаметра цилиндра менее 0,8 калибра снаряда приводит к уменьшению подъемной силы стабилизатора, ухудшению устойчивости и появлению угла атаки. При диаметре цилиндра свыше 0,95 калибра не обеспечивается укладка лопастей в закрытом положении в пределах калибра. При длине цилиндра превышающей бортовую хорду лопастей в максимальной степени используется интерференция между цилиндром и лопастями для обеспечения необходимой подъемной силы, а следовательно устойчивости снаряда;- isolation of the stabilizer blades from the jet engine housing using a thin-walled cylinder with an outer diameter of 0.80 ... 0.95 caliber of the projectile, a length exceeding the side chord of the blades, and a thickness of 0.01 ... 0.03 of its outer diameter, mounted above the annular recess, formed by the outer surface of the jet engine nozzle, to ensure reliable fixation of the blades in the open position due to damping vibrations during operation of the jet engine. With a cylinder thickness of more than 0.03 of its outer diameter, its rigidity increases, damping properties decrease and any vibrations are transmitted directly to the stabilizer blades, causing their own vibrations and the blades exit from the fixing grooves. Performing a cylinder thickness of less than 0.01 of its outer diameter leads to a decrease in its rigidity, strength, the appearance of deformations, and other undesirable phenomena of aeroelasticity of stabilizer structural elements, which reduces the reliability of the projectile’s functioning and the appearance of angles of attack. This leads to a deterioration in accuracy, combat effectiveness of the projectile. The implementation of the cylinder diameter of less than 0.8 caliber of the projectile leads to a decrease in the lift of the stabilizer, deterioration of stability and the appearance of the angle of attack. When the cylinder diameter is greater than 0.95 caliber, the blades cannot be laid in the closed position within the caliber. When the length of the cylinder exceeds the side chord of the blades, the interference between the cylinder and the blades is used to the maximum extent to ensure the necessary lifting force, and therefore the stability of the projectile;
- в тонкостенном цилиндре со стороны вогнутых поверхностей лопастей сквозных отверстий в количестве не менее двух вдоль бортовой хорды каждой лопасти, при этом ближнее к передней кромке лопасти отверстие выполнено от нее на расстоянии не более 0,3 длины бортовой хорды лопасти - обеспечить уменьшение индуцированного вращающего момента крена дугообразных лопастей стабилизатора и угловую скорость вращения снаряда за счет выравнивания давления на наветренной и подветренной поверхностях лопастей в районе бортовой хорды и на цилиндре, эжекции пограничного слоя при обтекании цилиндра набегающим потоком. При расстоянии от передней кромки лопасти до отверстия менее 0,3 длины бортовой хорды сосредоточено основное избыточное давление на наветренной вогнутой поверхности лопасти и участке прилегающего тонкостенного цилиндра. На удалении свыше 0,3 длины бортовой хорды лопасти давление на наветренной поверхности лопасти в районе бортовой хорды и цилиндре значительно уменьшается;- in a thin-walled cylinder from the side of the concave surfaces of the blades of the through holes in an amount of at least two along the side chord of each blade, while the hole closest to the front edge of the blade is made from it at a distance of not more than 0.3 of the length of the side chord of the blade - to reduce the induced torque the roll of arched stabilizer blades and the angular velocity of rotation of the projectile due to pressure equalization on the windward and leeward surfaces of the blades in the region of the side chord and on the cylinder, ejection and boundary layer when flowing around the cylinder. When the distance from the leading edge of the blade to the hole is less than 0.3 of the length of the side chord, the main overpressure is concentrated on the windward concave surface of the blade and the portion of the adjacent thin-walled cylinder. At a distance of over 0.3 the length of the side chord of the blade, the pressure on the windward surface of the blade in the region of the side chord and cylinder decreases significantly;
- смещения задних кромок лопастей стабилизатора в районе бортовой хорды от донного среза реактивного двигателя в сторону головной части на величину 0,25…0,75 диаметра выходного сечения сопла, а между тонкостенным цилиндром и донным срезом реактивного двигателя на его боковой поверхности кольцевого бурта диаметром, превышающим диаметр тонкостенного цилиндра и составляющим 1,05…1,10 диаметра выходного сечения сопла реактивного двигателя, уменьшить разброс аэробаллистических характеристик снаряда и улучшить характеристики точности, кучности при стрельбе залпом за счет исключения влияния струи реактивного двигателя на обтекание лопастей, исключить уменьшение подъемной силы стабилизатора и повысить устойчивость снаряда. Наличие кольцевого бурта между тонкостенным цилиндром и донным срезом реактивного двигателя на его боковой поверхности диаметром, превышающим диаметр тонкостенного цилиндра и составляющим 1,05…1,10 диаметра выходного сечения сопла, является в совокупности с оптимальным смещением лопастей барьером на пути распространения влияния струи двигателя на несущие характеристики стабилизатора. При расстоянии до задних кромок менее 0,25 диаметра выходного сечения сопла задняя часть лопастей оказывается в зоне отрыва потока, обусловленного струей реактивного двигателя, и происходит уменьшение подъемной силы стабилизатора, ухудшается устойчивость снаряда. Увеличение расстояния свыше 0,75 диаметра выходного сечения сопла нецелесообразно, так как в этом случае уменьшается устойчивость снаряда, его стабилизирующий момент из-за смещения центра давления стабилизатора к носовой части;- displacement of the trailing edges of the stabilizer blades in the region of the side chord from the bottom cut of the jet engine towards the head part by a value of 0.25 ... 0.75 of the diameter of the outlet section of the nozzle, and between the thin-walled cylinder and the bottom cut of the jet engine on its side surface of the annular collar diameter, exceeding the diameter of a thin-walled cylinder and amounting to 1.05 ... 1.10 of the diameter of the output section of the jet engine nozzle, reduce the dispersion of the aeroballistic characteristics of the projectile and improve the accuracy characteristics, accuracy and volley firing by eliminating the influence of the jet to flow around the jet engine blades, to eliminate the decrease of the stabilizer lift and enhance the stability of the projectile. The presence of an annular collar between the thin-walled cylinder and the bottom cut of a jet engine on its side surface with a diameter exceeding the diameter of the thin-walled cylinder and amounting to 1.05 ... 1.10 of the diameter of the nozzle exit section is, in combination with the optimal blade displacement, a barrier to the propagation of the influence of the engine jet on bearing characteristics of the stabilizer. When the distance to the trailing edges is less than 0.25 of the diameter of the nozzle exit section, the rear part of the blades is in the zone of flow separation caused by the jet of the jet engine, and the stabilizer lifting force decreases, and the projectile stability deteriorates. Increasing the distance over 0.75 of the diameter of the nozzle exit section is impractical, since in this case the projectile stability decreases, its stabilizing moment due to the displacement of the stabilizer pressure center to the nose;
- носовой части с притуплением, диаметр которого составляет 0,05…0,15 калибра снаряда - обеспечить снижение дестабилизирующего момента корпуса снаряда, повысить устойчивость и обеспечить полет с нулевыми углами атаки при уменьшенных размерах стабилизатора. При диаметре притупления носовой части более 0,15 калибра снаряда происходит увеличение сопротивления снаряда и потеря дальности. Выполнение диаметра притупления менее 0,05 калибра снаряда приводит к увеличению коэффициента подъемной силы корпуса, к увеличению дестабилизирующего момента корпуса относительно центра масс и ухудшению устойчивости снаряда. За счет присоединенного скачка уплотнения при этом происходит наибольший аэродинамический нагрев корпуса головной части.- the nasal part with blunting, the diameter of which is 0.05 ... 0.15 caliber of the projectile - to reduce the destabilizing moment of the shell of the projectile, increase stability and ensure flight with zero angles of attack with reduced dimensions of the stabilizer. When the diameter of the blunting of the bow is more than 0.15 caliber of the projectile, there is an increase in projectile resistance and loss of range. Performing a blunting diameter of less than 0.05 caliber of the projectile leads to an increase in the lifting coefficient of the shell, to an increase in the destabilizing moment of the shell relative to the center of mass and to a deterioration in projectile stability. Due to the attached shock wave, the greatest aerodynamic heating of the head housing occurs.
Сущность изобретения поясняется чертежом фиг.1, где представлен общий вид вращающегося реактивного снаряда. Реактивный снаряд состоит из головной части 1, реактивного двигателя 2, стабилизатора 3 с дугообразными лопастями 4, тонкостенного цилиндра 5 с отверстиями 6, сопла 8. Носовая часть головной части 1 выполнена с притуплением, диаметр d1 которого составляет 0,05…0,15 калибра d снаряда. Тонкостенный цилиндр 5 выполнен с наружным диаметром d2=0,80…0,95 d, длиной l2, превышающей бортовую хорду b лопастей, и толщиной t=0,01…0,03 d2. Ближнее к передней кромке лопасти 4 отверстие 6 выполнено от нее на расстоянии l1≤0,3 b. Между тонкостенным цилиндром 5 и донным срезом реактивного двигателя 2 на его боковой поверхности выполнен кольцевой бурт 7 диаметром d4, превышающим диаметр d2 тонкостенного цилиндра 5 и составляющим 1,05…1,10 диаметра d3 выходного сечения сопла 8.The invention is illustrated by the drawing of figure 1, which presents a General view of a rotating rocket. A missile consists of a head part 1, a jet engine 2, a stabilizer 3 with arcuate blades 4, a thin-walled cylinder 5 with holes 6, a nozzle 8. The nose of the head part 1 is made with blunting, the diameter d 1 of which is 0.05 ... 0.15 caliber d shell. The thin-walled cylinder 5 is made with an outer diameter d 2 = 0.80 ... 0.95 d, a length l 2 exceeding the bead chord b of the blades, and a thickness t = 0.01 ... 0.03 d 2 . The hole 6 closest to the leading edge of the blade 4 is made from it at a distance of l 1 ≤0.3 b. Between the thin-walled cylinder 5 and the bottom slice of the jet engine 2, an annular shoulder 7 is made on its lateral surface with a diameter of d 4 greater than the diameter d 2 of the thin-walled cylinder 5 and constitutes 1.05 ... 1.10 of the diameter d 3 of the nozzle exit section 8.
Функционирование предлагаемого вращающегося реактивного снаряда происходит следующим образом. После запуска когда снаряд движется по направляющей пусковой трубы, дугообразные лопасти 4 стабилизатора 3 находятся в сложенном положении. После выхода из направляющей пусковой установки лопасти 4 раскрываются, обеспечивая устойчивое движение снаряда по траектории.The functioning of the proposed rotating missile is as follows. After launch, when the projectile moves along the guide of the launch tube, the arcuate blades 4 of the stabilizer 3 are in the folded position. After exiting the launcher guide, the blades 4 open, providing a stable projectile movement along the trajectory.
За счет сквозных отверстий 6 в цилиндре 5 со стороны вогнутых поверхностей лопастей 4 обеспечивается уменьшение индуцированного вращающего момента стабилизатора 3 и угловой скорости вращения снаряда по сравнению с прототипом, уменьшается диапазон ее изменения по времени полета, снижаются аэродинамические и инерционные нагрузки на элементы конструкции снаряда.Due to the through holes 6 in the cylinder 5 from the side of the concave surfaces of the blades 4, the induced torque of the stabilizer 3 and the angular velocity of rotation of the projectile are reduced in comparison with the prototype, the range of its variation in flight time is reduced, and the aerodynamic and inertial loads on the structural elements of the projectile are reduced.
За счет изоляции дугообразных лопастей стабилизатора 3 от корпуса реактивного двигателя с помощью тонкостенного цилиндра 5 обеспечивается надежная фиксация лопастей в раскрытом рабочем положении за счет гашения вибраций при работе реактивного двигателя. Кроме того, наличие кольцевого бурта 7 и смещение задних кромок лопастей стабилизатора в районе бортовой хорды от донного среза реактивного двигателя в сторону головной части на заданную величину уменьшает разброс аэробаллистических характеристик снаряда из-за отрицательного влияния струи реактивного двигателя на обтекание лопастей, исключает снижение подъемной силы стабилизатора, повышает устойчивость снаряда.Due to the isolation of the arcuate blades of the stabilizer 3 from the jet engine housing with the help of a thin-walled cylinder 5, reliable fixation of the blades in the open operating position is provided due to the damping of vibrations during the operation of the jet engine. In addition, the presence of an annular collar 7 and the displacement of the trailing edges of the stabilizer blades in the region of the side chord from the bottom cut of the jet engine towards the warhead by a predetermined amount reduces the dispersion of the aeroballistic characteristics of the projectile due to the negative effect of the jet of the jet on the flow around the blades, eliminates the reduction in lift stabilizer, increases the stability of the projectile.
Притупление носовой части в указанных пределах обеспечивает снижение дестабилизирующего момента корпуса снаряда, повышает устойчивость и обеспечивает полет на большую дальность с нулевыми углами атаки при уменьшенных размерах стабилизатора. Кроме того уменьшается аэродинамический нагрев элементов конструкции снаряда.The blunting of the bow within the specified limits ensures a decrease in the destabilizing moment of the shell of the projectile, increases stability and ensures long-range flight with zero angles of attack with reduced stabilizer dimensions. In addition, the aerodynamic heating of the structural elements of the projectile is reduced.
Полет вращающегося реактивного снаряда при увеличенной скорости в конце активного участка по сравнению с прототипом происходит в допустимом диапазоне частот вращения, гарантирующем отсутствие резонансных явлений, раскачек и разрушений, уменьшается диапазон изменения скорости вращения снаряда, что повышает надежность его функционирования и боевую эффективность.The flight of a rotating missile at an increased speed at the end of the active section compared to the prototype occurs in an acceptable range of rotational speeds, guaranteeing the absence of resonance phenomena, raskalki and destruction, decreases the range of variation of the velocity of rotation of the projectile, which increases the reliability of its operation and combat effectiveness.
Указанный положительный эффект подтвержден летно-конструкторскими испытаниями образцов вращающихся реактивных снарядов системы залпового огня, выполненных в соответствии с предлагаемым изобретением.The specified positive effect is confirmed by flight design tests of samples of rotating rockets of the multiple launch rocket system, made in accordance with the invention.
Предложенное техническое решение позволило разработать вращающийся реактивный снаряд повышенной боевой эффективностью, надежностью функционирования, улучшить характеристики точности, кучности при стрельбе залпом за счет снижения разброса аэробаллистических характеристик и исключения резонансных явлений в процессе полета.The proposed technical solution made it possible to develop a rotating missile with increased combat efficiency, reliability of operation, improve the accuracy and accuracy characteristics when firing in one gulp by reducing the spread of aeroballistic characteristics and eliminating resonance phenomena during the flight.
В настоящее время разработана конструкторская документация, проведены летные испытания, намечено серийное производство.Currently, design documentation has been developed, flight tests have been conducted, and mass production is scheduled.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011100325/11A RU2451902C1 (en) | 2011-01-11 | 2011-01-11 | Rotary jet projectile |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011100325/11A RU2451902C1 (en) | 2011-01-11 | 2011-01-11 | Rotary jet projectile |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2451902C1 true RU2451902C1 (en) | 2012-05-27 |
Family
ID=46231735
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011100325/11A RU2451902C1 (en) | 2011-01-11 | 2011-01-11 | Rotary jet projectile |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2451902C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2732370C1 (en) * | 2020-02-27 | 2020-09-16 | Акционерное общество "Брянский химический завод имени 50-летия СССР" | Rotating missile |
| RU2773057C1 (en) * | 2021-12-07 | 2022-05-30 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" им. А.Н. Ганичева | Rotating projectile launched from a smoothbore tubular rail |
Citations (3)
| 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 |
| RU2176066C1 (en) * | 2001-03-20 | 2001-11-20 | Государственное унитарное предприятие "Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Tail plane stabilizer of supersonic jet projectile |
| RU2328695C2 (en) * | 2006-09-04 | 2008-07-10 | Федеральное Государственное унитарное предприятие "Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Supersonic jet shell fin |
-
2011
- 2011-01-11 RU RU2011100325/11A patent/RU2451902C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (3)
| 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 |
| RU2176066C1 (en) * | 2001-03-20 | 2001-11-20 | Государственное унитарное предприятие "Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Tail plane stabilizer of supersonic jet projectile |
| RU2328695C2 (en) * | 2006-09-04 | 2008-07-10 | Федеральное Государственное унитарное предприятие "Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Supersonic jet shell fin |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2732370C1 (en) * | 2020-02-27 | 2020-09-16 | Акционерное общество "Брянский химический завод имени 50-летия СССР" | Rotating missile |
| RU2773057C1 (en) * | 2021-12-07 | 2022-05-30 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" им. А.Н. Ганичева | Rotating projectile launched from a smoothbore tubular rail |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US20220252382A1 (en) | Maneuvering aeromechanically stable sabot system | |
| RU2115882C1 (en) | Rocket projectile launched from launching tube | |
| RU2451902C1 (en) | Rotary jet projectile | |
| RU2166178C1 (en) | Spin-stabilized supersonic missile | |
| RU2459177C1 (en) | Supersonic controlled projectile | |
| RU2611795C1 (en) | Jet projectile | |
| RU2154799C1 (en) | Spin-stabilized rocket | |
| RU2176066C1 (en) | Tail plane stabilizer of supersonic jet projectile | |
| RU2391621C1 (en) | Aerodynamical stabiliser of volley fire missile | |
| RU2343397C2 (en) | Rocket missile | |
| RU2328695C2 (en) | Supersonic jet shell fin | |
| RU2180093C1 (en) | Supersonic jet projectile | |
| RU2291381C1 (en) | Guided missile (modifications) | |
| RU2809446C1 (en) | Supersonic spin-stabilized missile | |
| RU2732370C1 (en) | Rotating missile | |
| RU2642693C2 (en) | Supersonic projectile | |
| RU2357194C1 (en) | Separable head part of jet missile | |
| RU35881U1 (en) | Rotating Guided Rocket | |
| RU2814624C1 (en) | Missile stabilizer | |
| RU2790653C1 (en) | Rocket stabilizer | |
| RU2773057C1 (en) | Rotating projectile launched from a smoothbore tubular rail | |
| RU2795731C1 (en) | Rotating rocket projectile launched from a tubular guide | |
| RU2806859C1 (en) | Hypersonic missile | |
| RU2130581C1 (en) | Artillery shell | |
| RU2294523C1 (en) | Supersonic jet projectile |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20140112 |