Управляемый снаряд

 

Изобретение относится к реактивным артиллерийским боеприпасам. Управляемый снаряд выполнен по схеме "утка" с аэродинамическими рулями. Сопла маршевого двигателя расположены на боковой поверхности корпуса снаряда перед стабилизатором на расстоянии, равном двум-трем размахам одной его консоли от носка бортовой хорды. Диаметр выходного сечения сопла относится к диаметру критического сечения как 2,0 - 2,6 : 1,0. Изобретение позволяет повысить эффективность управления снарядом на начальном участке полета. 8 ил.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к области управляемых снарядов, и может быть использовано в конструкциях ракет, выполненных по схеме "утка", выстреливаемых из контейнеров с малыми начальными скоростями полета.

Известен противотанковый управляемый реактивный снаряд 9М113, комплекс "Конкурс" [Техническое описание и инструкция по эксплуатации. М.: Воениздат, 1974 г.], принятый за аналог [1].

Известен управляемый реактивный снаряд ПТУРС 9М111М, комплекс "Фактория", [Техническое описание и инструкция по эксплуатации, М.: Воениздат, 1983 г], принятый за прототип [2].

Снаряд состоит из блока рулевого привода с рулями в носовой части, блока стабилизатора с четырьмя консолями, реактивного маршевого двигателя с соплами, расположенными в хвостовой части корпуса непосредственно перед стабилизатором. Пуск снаряда осуществляется из пусковой установки с контейнером с небольшой (60...70 м/с) начальной скоростью. Для управляемого полета на дальность 3000...4000 м заряд маршевого двигателя имеет тягу порядка 100...200 кг.

Недостатком такой конструкции является то, что при уменьшении начальной скорости полета снаряда до 25...30 м/с (для обеспечения возможности стрельбы из закрытых помещений ограниченного объема), уменьшается располагаемая перегрузка снаряда, повышается влияние ветра на заданную траекторию полета. Это приводит к большим отклонениям от заданной траектории на начальном участке полета снаряда. При этом ограничения по массогабаритным характеристикам снаряда не позволяют за счет увеличения площади рулей и стабилизаторов или уменьшения массы снаряда повысить эффективность управления. При малых скоростях полета аэродинамические органы управления являются малоэффективным средством для управления углом атаки и для создания подъемной силы. Это связано с малыми скоростными напорами набегающего потока воздуха как при полете на уровне моря, так и в горах, в условиях разряженной атмосферы.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение эффективности управления снаряда с аэродинамическими рулями, запускаемого из контейнера с малыми начальными скоростями.

Это достигается за счет увеличения перегрузки без изменения массогабаритных характеристик снаряда.

В предлагаемой конструкции управляемого снаряда, выполненного по схеме "утка", с аэродинамическими рулями, стабилизатором и маршевым двигателем с боковыми соплами, выходные сечения которых расположены на боковой поверхности снаряда перед стабилизатором на расстоянии X, равном 2...3 размахам L_к одной его консоли от носка бортовой хорды [X = 2...3L_к. Диаметр выходного сечения сопла и диаметр критического сечения сопла выполнены в соотношении 2,0...2,6.

По сравнению с прототипом [2] при наличии общих конструктивных признаков и свойств управляемый снаряд с предложенной конструкцией позволяет повысить располагаемую перегрузку без увеличения массогабаритных характеристик снаряда, повысить эффективность управления на начальном участке полета снаряда с малыми начальными скоростями.

Данное техническое решение поясняется схемой снаряда и графиками (фиг. 1 - 7).

На фиг. 1 и 2 представлен управляемый снаряд предложенной конструкции; на фиг. 3 - прототип; на фиг. 4 -7 приведены значения коэффициента стабилизирующего момента m^α_z, балансировочного угла атаки α_б, располагаемой перегрузки n и боковые отклонения z снаряда от воздействия ветра на начальном участке полета снаряда при t = 0 - 1,5 с; на фиг. 8 приведены значения располагаемой перегрузки n в зависимости от соотношений диаметров выходного D_вых и критического D_крит сечений сопла.

Управляемый снаряд (фиг. 1) состоит из блока рулевого привода 1 с аэродинамическими рулями 2, маршевого двигателя 3 с боковыми соплами 4, стабилизатора с 4-мя консолями 5.

На фиг. 4,5,6 - 1,2 - кривые зависимости коэффициента стабилизирующего момента m^α_z, балансировочного угла атаки α_б, и располагаемой перегрузки n от времени полета t снаряда для предложенной конструкции, 3 - для прототипа. На фиг. 7 приведены отклонения снаряда в горизонтальной плоскости Z от воздействия бокового ветра со скоростью 5 м/с, 1 - для предложенной конструкции, 2 - для прототипа.

Данная конструкция работает следующим образом.

В транспортно-пусковом контейнере управляемый снаряд находится со сложенными консолями руля и стабилизатора. Снаряд выстреливается из контейнера с малой начальной скоростью (30 - 60 м/с), после раскрытия консолей руля и стабилизатора включается маршевый двигатель. Траектория полета на начальном участке зависит от начальной скорости снаряда, от начальных возмущений и от скорости бокового ветра. На начальном участке полета струя маршевого двигателя при выходе из сопла, установленного под углом 20^o к продольной оси снаряда, за счет косого выходного сечения сопла (фиг. 2) разворачивается на угол 30 - 35^o к набегающему потоку воздуха.

Воздушный скоростной напор при скорости полета 30 - 60 м/с существенно меньше (в 1000 - 1500 раз) скоростного напора струи маршевого двигателя. Вследствие этого струя разворачивает воздушный поток в соответствии со своим направлением. При наличии угла атаки на стабилизаторе образуется подъемная сила, которая стабилизирует снаряд, т.е. создает момент на уменьшение угла атаки. Наличие струи в потоке перед стабилизатором препятствует образованию поперечного течения воздушного потока, уменьшая местный угол атаки на консоли стабилизатора и, следовательно, стабилизирующий момент. Таким образом, на начальном участке полета при малых скоростях струи маршевого двигателя оказывают влияние на аэродинамические характеристики снаряда так, что стабилизирующий момент уменьшается, а балансировочный угол атаки увеличивается. При этом располагаемая перегрузка снаряда, полученная в основном от тяги маршевого двигателя, увеличивается.

При увеличении скорости снаряда до 150 - 200 м/с уменьшается отношение скоростных напоров в струе и в потоке воздуха (~ до 50 - 100 раз) и струи двигателя разворачиваются по потоку. Стабилизирующий момент возрастает, балансировочный угол уменьшается.

Из приведенных данных (фиг. 4 - 8) следует, что применение данного технического решения на управляемых снарядах, выполненных по аэродинамической схеме "утка", с аэродинамическими рулями, запускаемых с малыми начальными скоростями (30 - 60 м/с), позволяет на начальном участке полета в 1,5 - 2,5 раза повысить располагаемую перегрузку и в 2 - 4 раза уменьшить отклонение снаряда от заданной траектории полета при воздействии бокового ветра.

Применение данного технического решения на управляемых снарядах (например, ПТУРС 9М133 комплекс "Корнет") позволяет: 1) повысить эффективность управления на начальном участке полета снаряда с аэродинамическими рулями; 2) уменьшить без изменения массогабаритных характеристик снаряда начальные (дульные) скорости до значений, при которых обеспечивается возможность стрельбы из закрытых помещений ограниченного объема.

Сравнение заявляемого технического решения с прототипом позволило установить соответствие их критерию "новизна". При изучении других известных технических решений в данной области техники признаки, отличающие заявляемое изобретение от прототипа, не были выявлены и потому они обеспечивают заявляемому техническому решению соответствие критерию "существенные отличия".

Источники информации 1. ПТУРС 9М113, Техническое описание и инструкция по эксплуатации, - М.: Воениздат, 1974 г.

2. ПТУРС 9М111М, Техническое описание и инструкция по эксплуатации, - М. : Воениздат, 1983 г.

Формула изобретения

Управляемый снаряд, выполненный по аэродинамической схеме "утка", выстреливаемый из транспортно-пускового контейнера с малой начальной скоростью, содержащий рули, стабилизатор и реактивный маршевый двигатель с боковыми соплами, отличающийся тем, что в нем выходные сечения сопел маршевого двигателя выполнены на боковой поверхности корпуса снаряда перед стабилизатором на расстоянии, равном 2 - 3 размахам его консоли от носка бортовой хорды, а отношение диаметра выходного сечения сопла к диаметру критического сечения сопла составляет 2,0 - 2,6.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8