Ракета, запускаемая из трубчатой направляющей

 

Изобретение относится к области ракетной техники. Ракета содержит головную часть, двигатель твердого топлива и хвостовое стабилизирующее устройство. Головная часть выполнена цилиндрической с затуплением в виде торца с круглой фаской и кольцевым уступом на боковой поверхности. Расстояние от передней стенки уступа до торца составляет 0,2...0,4 длины ракеты. Высота уступа равна 0,005...0,020 диаметра головной части, а отношение высоты уступа к его ширине находится в пределах 0,01...0,05. Стабилизирующее устройство выполнено в виде кольцевого стабилизатора с прорезями, в которых размещены подвижные элементы в виде ножевых лопастей Г-образного профиля, обращенных полками в сторону потока. При этом высота полок соответствует 0,5...0,8 высоты лопастей, а ширина - 0,6...0,8 ширины лопастей. Изобретение позволяет повысить устойчивость ракеты на дозвуковых скоростях полета и надежность стабилизации на всей траектории полета. 4 ил.

Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники, в частности в ракетам с двигателем ракетного твердого топлива, предназначенным для доставки полезной нагрузки к цели, и может быть использовано при разработке и усовершенствовании реактивных систем залпового огня (РСЗО).

В настоящее время ведутся работы как по созданию новых образцов этого вида оружия, так и по усовершенствованию (модернизации) уже имеющихся систем по основным тактико-техническим характеристикам (кучность, дальность стрельбы, стабилизация полета).

Улучшение характеристик достигается в основном за счет использования новых материалов в узлах и деталях ракеты и установления оптимальных соотношений геометрических и физических параметров отдельных ее узлов и элементов, находящихся в функциональной связи.

Так известны: реактивная глубинная бомба США "Альфа", реактивный противолодочный бомбомет Франции МК-54, реактивный бомбомет Швеции "Бофорс" и др. (см. Mорской сборник. - М.: Изд. ВМС СССР, 1975, N 6).

Конструкция этих снарядов состоит из головной части, подкалиберного двигателя ракетного твердого топлива и стабилизирующего устройства. Выбор таких аэродинамических схем этих снарядов диктуется условиями безрикошетного входа в воду при минимальных дальностях стрельбы и достижения минимального времени погружения на требуемую глубину.

Существенным недостатком их конструкции является слабая стабилизация в полете на пассивном участке траектории, в ее вершине, когда скорость полета и угловая скорость вращения снаряда становится минимальными и наблюдается нестабильный полет (покачивание) в вершине траектории, это объясняется тем, что при малых скоростях полета эффективность стабилизирующего устройства снижается за счет перемещения центра давления вперед, ближе к центру тяжести снаряда и работа калиберного оперенения осуществляется в пограничном слое при наличии интенсивного срыва течений.

Известная реактивная глубинная бомба МК108 ВМС США (см. сборник "Военно-морская техника" вып. 12, 1972), содержащая головную часть, ракетный двигатель и стабилизирующее устройство.

Недостатком такой глубинной бомбы является маленький запас устойчивости при полете с малыми звуковыми скоростями. Так при скорости 50...70 м/с полет ее происходит с углами атаки 10...20^oC и при малых углах приводнения, соответствующих стрельбе на дальность 50...10 м, эта бомба рикошетирует.

Падение несущих свойств, а следовательно, ухудшение устойчивости обусловлено наличием критического режима обтекания поверхности снаряда и "плавающей" по поверхности зоны перехода с ламинарного обтекания на турбулентное, при которых аэродинамические характеристики претерпевают скачкообразные изменения при изменении скорости полета (см. книгу А.А.Лебедев и Л. С.Чернобровкин. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов. - М.: Государственное научно-техническое издательство Оборонгиз, 1962, с. 173-177, А. Баланкин. Теория полета летательных моделей. - М.: Изд. ДОСААФ,1962, с. 25-45).

Общими признаками с предлагаемой ракетой является наличие в составе реактивных снарядов-аналогов головной части, двигателя ракетного твердого топлива и стабилизирующего устройства.

В настоящее время широкое применение нашли различные схемы реактивных снарядов и ракет, обеспечивающих стабильность аэродинамических и внешнебаллистических характеристик и, следовательно, устойчивость полета и безрикошетность.

Наиболее близкой по технической сущности и достигаемому техническому результату является реактивный снаряд по патенту Великобритании N 1408164 от 01.10.75 г. МПК F 42 B 15/00, принятый авторами за прототип.

Указанный реактивный снаряд содержит головную часть, двигатель ракетного твердого топлива и хвостовое стабилизирующее устройство с подвижными элементами. Стабилизирующее устройство данного снаряда выполнено в виде нескольких стабилизаторов, раздельно выдвигаемых в поток в разных стадиях полета, в целях обеспечения устойчивости снаряда по мере изменения центра тяжести и скорости полета. Выдвижение стабилизаторов изменяет положение центра давления снаряда. Стабилизаторы могут слегка искривляться для обеспечения вращения снаряда. Отдельные стабилизаторы могут быть установлены в головной части ракеты, тогда как остальные - в хвостовой.

Недостатком данного снаряда является: - наличие дополнительных возмущений, возникающих при раскрытии на траектории стабилизирующего устройства, и, следовательно, значительного колебания величины полярного момента; - низкая надежность в связи с использованием нескольких подвижных стабилизаторов.

Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) являлось создание ракеты с хвостовым стабилизирующим устройством с повышенной устойчивостью полета на дозвуковых скоростях полета.

Общими признаками с предлагаемой авторами ракетой является наличие головной части, двигателя ракетного твердого топлива и хвостового стабилизирующего устройства с подвижными элементами.

В отличие от прототипа в предлагаемой авторами ракете головная часть выполнена цилиндрической с затуплением в виде торца с круглой баской, на боковой поверхности которой образован кольцевой уступ, расстояние от передней стенки которого до торца головной части ракеты составляет 0,2...0,4 длины ракеты, высота уступа выполнена равной 0,005...0,020 диаметра головной части, причем отношение высоты уступа к его ширине находится в пределах 0,01 - 0,05, а стабилизирующее устройство снабжено кольцевым стабилизатором, в прорезях которого размещены подвижные элементы в виде ножевых лопастей Г-образного профиля, обращенных полками в сторону потока, причем их размеры выполняют из соотношения: h = (0,5... 0,8) H b = (0,6 ... 0,8) B, где h, b - высота и ширина полки, H, B - высота и ширина лопасти Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявленного технического решения и достигаемым техническим результатом.

Указанные признаки, отличительные от прототипа, на которые распространяются испрашиваемый объем правовой защиты, во всех случаях достаточны. Задачей предлагаемого изобретения является создание ракеты, обеспечивающей за счет образования кольцевого уступа на головной части и путем установления оптимальных соотношений геометрических размеров узлов и элементов ракеты - устранение недостатков прототипа - повышение устойчивости ракеты на дозвуковых скоростях полета и надежности стабилизации на всей траектории полета.

Новое выполнение отдельных узлов ракеты, а также установление оптимальных соотношений размеров и других параметров позволяет за счет: - выполнения головной части цилиндрической с затуплением в виде торца с круглой фаской, на боковой поверхности которой образован кольцевой уступ с расстоянием от передней стенки уступа до торца головной части ракеты, равным 0,2. ..0,4 длины ракеты, высотой уступа, равной 0,005...0,020 диаметра головной части, и отношением высоты уступа к его ширине, составляющим 0,01... 0,05 повысить устойчивость ракеты на дозвуковых скоростях полета; - выполнения хвостового стабилизирующего устройства, снабженного кольцевым стабилизатором, в прорезях которого размещены подвижные элементы в виде ножевых лопастей Г-образного профиля, обращенных полками в сторону, потока и выполненных с размерами из соотношения
h = (0,05... 0,8) H,
b = (0,6 ... 0,8) B,
где n, b - высота и ширина полки,
H, B - высота и ширина лопасти,
повысить надежность стабилизации ракеты на всей траектории полета.

Повышение устойчивости ракеты на дозвуковых скоростях полета достигается за счет образования кольцевого уступа на головной части с указанными размерами путем ликвидации застойной зоны перед уступом и создания турбулентного пограничного слоя в оптимальном фиксированном месте, что позволяет сместить центр давления к кормовой части ракеты.

Созданный турбулентный пограничный слой посредством мелких вихрей передает скорость внешнего потока к поверхности ракеты. При перемешивании потока скорость частиц воздуха вблизи поверхности ракеты увеличивается по сравнению с полимерным пограничным слоем, в результате чего повышаются несущие свойства корпуса ракеты стабилизирующего устройства, следовательно, повышается устойчивость ракеты.

Повышение надежности стабилизации ракеты на траектории достигается за счет выполнения стабилизирующего устройства, снабженного кольцевым стабилизатором, в прорезях которого размещены подвижные элементы в виде ножевых лопастей Г-образного профиля, обращенных полками в сторону потока с размерами, установленными из указанных соотношений вследствие увеличения аэродинамических сил, действующих на лопасти стабилизирующего устройства, что позволяет более эффективно использовать стабилизирующее устройство для повышения надежности его функционирования на траектории путем создания турбулентного обтекания за счет асимметрии.

Сущность изобретения заключается в том, что ракета, запускаемая из трубчатой направляющей, содержащая головную часть, двигатель твердого ракетного топлива и хвостовое стабилизирующее устройство с подвижными элементами, в отличие от прототипа, согласно изобретению, головная часть выполнена цилиндрической с затуплением в виде торца с круглой фаской, на боковой поверхности которой образован кольцевой уступ, расстояние от передней стенки которого от торца головной части ракеты составляет 0,2 ... 0,4 длины ракеты, высота уступа выполнена равной 0,005... 0,02 диаметра головной части, причем отношение высоты уступа к его ширине находится в пределах 0,01 ... 0,05, а стабилизирующее устройство снабжено кольцевым стабилизатором, в прорезях которого размещены подвижные элементы в виде ножевых лопастей Г-образного профиля, обращенных полками в сторону потока, причем их размеры выполняют из соотношения:
h = (0,5... 0,8) H,
b = (0,6 ... 0,8) B,
где h, b - высота и ширина полки,
H, B - высота и ширина лопасти.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображен общий вид ракеты, на фиг. 2 - стабилизирующее устройство, на фиг. 3 - траектория полета ракеты, на фиг. 4 - эпюра аэродинамических сил, действующих на лопасти в зависимости от ее профиля и установки к набегающему потоку.

Предлагаемая ракета содержит головную часть 1, двигатель твердого топлива 2, хвостовое стабилизирующее устройство 3, на головной части 1 образован кольцевой уступ 4, а стабилизирующее устройство 3 имеет кольцевой стабилизатор 5 и ножевую лопасть Г-образного профиля 6.

Для повышения устойчивости ракеты на дозвуковых скоростях полета на головной части 1 образован кольцевой уступ 4, расстояние от передней стенки которого до торца головной части 1 ракеты равно 0,2...0,4 длины ракеты, а высота уступа 4 равна 0,005...0,020 диаметра головной части 1, причем отношение высоты уступа 4 к его ширине составляет 0,01...0,05. Это повышение устойчивости достигается за счет ликвидации застойной зоны перед уступом 4 и образования оптимального фиксированного места турбулентного пограничного слоя, позволяющих сместить центр давления ракеты к кормовой части.

Для повышения надежности стабилизации ракеты в полете стабилизирующее устройство 3 снабжено кольцевым стабилизатором 5, в прорезях которого размещены подвижные элементы в виде ножевых лопастей 6 Г-образного профиля, обращенных полками в сторону потока и выполненных с геометрическими размерами из соотношения:
h = (0,5 ... 0,8) H,
b = (0,6 ... 0,8) B,
где h, b - высота и ширина полки,
H, B - высота и ширина лопасти.

Это повышение надежности стабилизации ракеты на траектории достигается за счет увеличения аэродинамических сил, действующих на ножевые лопасти 6 Г-образного профиля, возникающих вследствие асимметрии ножевых лопастей, обращенных полками в сторону потока и создающих турбулентное обтекание.

Известно, что полный аэродинамический коэффициент стабилизирующего устройства 3
C_хоп= C_хпр+C_xf+C_xi+ΔC,
а при малых углах атаки С_xоп = C_xпр, где C_xпр - коэффициент профильного изготовления лопасти.

Как видно из фиг. 4 эффективность стабилизирующего устройства 3 во II варианте выше за счет:
- турбулизации воздушного потока;
- интерференции поверхности и индуктивного сопротивления при больших углах атаки по сравнению с вариантами I и III;
- меньшего размаха стабилизирующего устройства по сравнению с вариантом I и большей эффективностью по сравнению с вариантом III, т.к. в этом случае полки и уступ обращены в сторону, противоположную набегающему потоку, и находятся в донной части, не взаимодействуя с потоком, т.к. коэффициент донного сопротивления стабилизирующего устройства незначителен.

Функционирование ракеты осуществляется следующим образом. При выходе ракеты из трубчатой направляющей (точка 0 фиг.3) под действием сил инерции (центробежных и осевых) ножевые лопасти 6 выходят из прорезей кольцевого стабилизатора 5 и устанавливаются в заданном положении, опираясь задней кромкой лопасти 6 на наружную поверхность кольцевого стабилизатора 5.

В конце активного участка траектории (точка A, фиг.3) под действием максимальных линейных перегрузок ножевые лопасти 6 надежно фиксируются в открытом заданном положении.

В вершине траектории (точка B, фиг.3) линейная скорость ракеты (V_p) становится минимальной (точка B - точка перегиба траектории), ножевые лопасти 6 находятся в неустойчивом положении, и возможно их самопроизвольное закрытие или нахождение в промежуточном положении, т.к. перегрузки (инерционные силы) становятся минимальными.

На нисходящем участке траектории (В-С, фиг.3) скорость ракеты возрастает, соответственно возрастают инерционные силы, которые удерживают лопасти 6 в заданном положении. Следовательно (точка В фиг.3) траектории при полете ракеты с минимальными скоростями (в особенности при стрельбе на малые дальности, например от 50 до 500 м), характеризуется нестабильной работой стабилизирующего устройства 3, т.к. возможно самопроизвольное закрытие лопастей 6 ввиду малых инерционных сил.

Работа ножевых лопастей Г-образного профиля 6, обращенных полками в сторону набегающего потока в сравнении с другими лопастями представлены на фиг. 4.

Из опоры фиг.4 видно, что аэродинамические силы, действующие на лопасти во II варианте больше (при одинаковой толщине лопасти), чем в I и III вариантах, а, следовательно, запас устойчивости больше.

Использование головной части 1, выполненной цилиндрически с затуплением в виде торца с круглой фаской, на боковой поверхности которой образован кольцевой уступ 4 с расстоянием от передней стенки уступа до торца головной части 1 ракеты, равным 0,2...0,4 длины ракеты, высотой уступа, равной 0,005. ..0,020 диаметра головной части 1, и отношением высоты кольцевого уступа 4 к его ширине, составляющим 0,01...0,05, позволяет ликвидировать застойную зону перед кольцевым уступом 4, создать турбулентный пограничный слой в оптимальном фиксированном месте, позволяющих сместить центр давления к кормовой части ракеты и тем самым повысить устойчивость ракеты на дозвуковых скоростях полета.

При расположении передней стенки кольцевого уступа 4 до торца головной части ракеты на расстоянии, большем 0,4 длины ракеты, приводит к снижению эффективности образования турбулентного пограничного слоя. В этом случае на большей части поверхности ракеты перед уступом 4 образуется застойная зона и при появлении угла атаки центр давления смещается к головной части 1, что приводит к нестабильности полета ракеты.

При расположении передней стенки кольцевого уступа 4 до торца головной части 1 ракеты на расстоянии, меньшем 0,2 длины ракеты, переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный характеризуется пульсационным изменением характеристик потока. В результате такого нестационарного характера обтекания существует большой разброс аэродинамических характеристик и полет ракеты может происходить со значительными углами атаки, что приводит к необходимости полета ракеты.

Неэффективным является кольцевой уступ 4 с высотой, меньшей 0,005 диаметра головной части 1. В данном случае высота кольцевого уступа 4 становится меньше, чем толщина пограничного ламинарного слоя, и характер обтекания поверхности ракеты практически не изменяется.

Выполнение кольцевого уступа 4 свыше 0,20 диаметра головной части 1, а также выполнение соотношения между высотой и шириной свыше 0,05 приводит к возрастанию сопротивления ракеты.

Выполнение стабилизирующего устройства 3, снабженного кольцевым стабилизатором 5, в прорезях которого размещены подвижные элементы в виде ножевых лопастей 6 Г-образного профиля, обращенных полками в сторону потока и выполненных с размерами из соотношения:
h = (0,5 ... 0,8) H,
b = (0,6 ... 0,8) B,
где h, b - высота и ширина полки,
H, B - высота и ширина лопасти,
позволяет увеличить аэродинамические силы, действующие на ножевые лопасти 6 Г-образного профиля, возникающие вследствие асимметрии ножевых лопастей 6, обращенных полками в сторону потока и создающих турбулентное обтекание, более эффективно использовать стабилизирующее устройство 3, а следовательно, повысить надежность стабилизации ракеты на траектории.

При выполнении ножевых лопастей 6 с отклонениями геометрических размеров в ту или другую сторону приведет к уменьшению аэродинамических сил, т.к. ее профиль будет приближаться к I варианту.

Предлагаемая ракета позволяет за счет образования на боковой поверхности головной части кольцевого уступа, выполнения стабилизирующего устройства, снабженного кольцевым стабилизатором, в прорезях которого размещены ножевые лопасти Г-образного профиля, и обеспечения оптимальных соотношений размеров повысить устойчивость ракеты на дозвуковых скоростях полета и надежность стабилизации на всей траектории.

На предприятии разработана техническая документация и изготовлены опытные образцы ракет, которые прошли летно-конструкторские испытания с положительным результатом.

Испытания подтвердили, что ракета устойчива на дозвуковых испытаниях полета и надежно стабилизирована, т.е. надежно функционирует на всей траектории полета, при этом запас устойчивости повысился на 25 ... 40%.

Разработана конструкторская документация, проведены Государственные испытания, намечено серийное производство.

Формула изобретения

Ракета, запускаемая из трубчатой направляющей, содержащая головную часть, двигатель твердого ракетного топлива, хвостовое стабилизирующее устройство с подвижными элементами, отличающаяся тем, что головная часть выполнена цилиндрической с затуплением в виде торца с круглой фаской и кольцевым уступом на цилиндрической боковой поверхности, при этом расстояние от передней стенки уступа до торца головной части составляет 0,2 ... 0,4 длины ракеты, высота уступа равна 0,005 ... 0,020 диаметра головной части, отношение высоты уступа к его ширине находится в пределах 0,01 ... 0,05, а стабилизирующее устройство выполнено в виде кольцевого стабилизатора с прорезями, в которых размещены подвижные элементы в виде ножевых лопастей Г-образного профиля, обращенных полками в сторону потока, при этом размеры лопастей соответствуют соотношениям
h = (0,5 ... 0,8) H,
b = (0,6 ... 0,8) B,
где h, b - высота и ширина полки;
H, B - высота и ширина лопасти.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4