Реактивный снаряд

Изобретение относится к области вооружения, а именно к неуправляемым реактивным снарядам. Реактивный снаряд содержит боевую часть (БЧ) с взрывательным устройством, установленный концентрично переходному участку аэродинамический обтекатель с упругим компенсатором зазоров, ракетный двигатель (РД) с дном, камерой и выходным раструбом, выполненный из двух одинаковых полуколец аэродинамический стабилизатор с раскрывающимися лопастями и пружинами раскрытия. БЧ соединена с дном РД посредством цилиндрического элемента переходного участка с коническим и цилиндрическим элементами, при этом внутренняя поверхность последнего контактирует с кольцевым выступом, выполненным на дне РД, a d=0,4÷0,6 D, где d - внутренний диаметр цилиндрического элемента, D - внутренний диаметр камеры сгорания. При вылете реактивного снаряда из транспортно-пускового контейнера лопасти, размещенные своими концами в радиальных пазах, раскрываются, проворачиваясь на осях под действием пружин. Взаимодействие зацепов пружин с одной стороны с кромкой лопасти, а с другой стороны - с поверхностью канавки обеспечивает одновременность раскрытия лопастей до упора в кромку радиального паза, и в таком положении удерживаются под действием пружин и набегающего потока воздуха. Техническим результатом изобретения является увеличение дальности полета, снижение полетной массы и аэродинамического сопротивления, повышение запаса аэродинамической устойчивости и снижение аэродинамической асимметрии. 6 ил.

 

Изобретение относится к области вооружения, а именно к неуправляемым реактивным снарядам.

Известен ряд технических решений, используемых в неуправляемых реактивных снарядах, содержащих боевую часть с взрывателем, ракетный двигатель твердого топлива и аэродинамический стабилизатор, состоящий из раскрывающихся лопастей.

Основной задачей технических решений, используемых в таких реактивных снарядах, является обеспечение заданных требований по поражению цели.

Одним из важнейших требований является требование по дальности стрельбы и обеспечению точностных характеристик попадания (кучности и меткости). Также, одним из важных факторов обеспечения требований по дальности стрельбы является минимизация полетной массы снаряда, что обеспечивается рациональным выбором конструкции элементов снаряда, применяемых материалов, а также оптимизацией схемы нагружения элементов конструкции.

Одним из основных факторов, влияющих на дальность стрельбы, является обеспечение необходимых аэродинамических свойств, а именно необходимой подъемной силы и аэродинамического коэффициента лобового сопротивления. Для получения необходимых аэродинамических характеристик широко применяются различные технические решения, в том числе аэродинамические обтекатели, обеспечивающие создание обтекаемой формы снаряда.

Устойчивость полета на траектории, а также обеспечение точности и меткости стрельбы во многом зависит от конструкции аэродинамического стабилизатора, выполняемого в ряде технических решений в виде конструкции из складывающихся лопастей (перьев), раскрываемых при полете под действием пружин. К устройству складного аэродинамического стабилизатора предъявляются требования по минимальной аэродинамической асимметрии, связанной с формой лопастей, а также одновременностью раскрытия всех лопастей до заданного положения при вылете из пусковой направляющей.

Известен неуправляемый реактивный снаряд (патент РФ №2258890, приоритет от 13.08.2004), содержащий головной взрыватель, боевую часть (БЧ), ракетный двигатель (РД) твердого топлива с сопловым блоком с раструбом, лопастное оперение. Раструб соплового блока выполнен с наружным цилиндрическим участком диаметром 0,6…0,7 калибра снаряда. Лопасти оперения выполнены в виде плоских пластин, в закрытом положении опирающихся своей боковой поверхностью на цилиндрическую поверхность раструба.

Недостатком данного технического решения является соединение боевой части с дном РД по диаметру наружного контура снаряда, при этом стенка дна РД подвергается воздействию давления при работе РД по всей площади дна, что приводит к необходимости утолщения стенки дна для обеспечения требований по прочности, тем самым увеличению массы конструкции. Размещение лопастей над всей поверхностью наружной части выходного раструба сопла занимает часть надсоплового объема, что уменьшает диаметр выходного сечения раструба сопла и приводит к уменьшению силы тяги и, следовательно, к сокращению дальности полета снаряда.

Известен неуправляемый реактивный снаряд, (патент РФ 2288433, приоритет от 20.06.2005), выбранный в качестве прототипа, включающий боевую часть со взрывательным устройством, ракетный двигатель с дном, камерой сгорания и сопловым блоком с выходным раструбом, аэродинамический стабилизатор со смонтированными на осях лопастями и размещенными на осях пружинами раскрытия лопастей, при этом аэродинамический обтекатель скреплен с сопловым блоком и выполнен с узлами крепления и фиксации лопастей.

Известное техническое решение содержит те же недостатки, что и техническое решение по патенту РФ №2258890, а кроме того, то, что каждая подпружиненная лопасть удерживаемая в сложенном положении узлами фиксации лопастей, не обеспечивает одновременности их раскрепления и может привести к аэродинамической асимметрии, что, в свою очередь, снизит точность стрельбы, при этом обтекатель состоит из комбинации связанных между собой цилиндрических и силовых панелей, что усложняет конструкцию снаряда, снижает надежность и увеличивает его массу, а следовательно, дальность полета снаряда.

Задачей, решаемой изобретением, является повышение дальности полета реактивного снаряда, а также улучшение меткости стрельбы.

Техническим результатом изобретения является повышение начальной скорости и увеличение дальности полета, уменьшение технического рассеивания за счет снижения полетной массы и аэродинамического сопротивления, снижение контактного напряжения между элементами снаряда, а также повышение запаса аэродинамической устойчивости и снижение аэродинамической асимметрии.

Технический результат достигается тем, что в реактивном снаряде, включающем боевую часть со взрывательным устройством, аэродинамический обтекатель, ракетный двигатель с дном, камерой сгорания и сопловым блоком с выходным раструбом, аэродинамический стабилизатор со смонтированными на осях лопастями и размещенными на осях пружинами раскрытия лопастей, боевая часть выполнена с переходным участком с коническим и цилиндрическим элементами, причем d=0,4÷0,6 D, где

d - внутренний диаметр цилиндрического элемента,

D - внутренний диаметр камеры сгорания,

дно ракетного двигателя выполнено с кольцевым выступом для контакта с внутренней поверхностью цилиндрического элемента, аэродинамический обтекатель размещен концентрично переходному участку и выполнен с упругим компенсатором зазоров, с конической поверхностью для контакта с соответствующей поверхностью конического элемента переходного участка и торцевой поверхностью для контакта с дном ракетного двигателя, выходной раструб выполнен с кольцевым буртиком для фиксирования аэродинамического стабилизатора на упомянутом раструбе, а аэродинамический стабилизатор выполнен в виде двух скрепленных между собой полуколец с проушинами, в каждой из которых выполнено отверстие для размещения оси, радиальный паз для размещения лопасти и канавка со стороны, противоположной радиальному пазу, при этом каждая из лопастей установлена с возможностью поворота вокруг оси в плоскости, перпендикулярной ей, а каждая пружина раскрытия лопастей выполнена с двумя разнонаправленными зацепами в центральной части, один из которых взаимодействует с нижней кромкой лопасти, а другой зафиксирован в канавке, и двумя рабочими частями, размещенными по обе стороны лопасти.

Соединение БЧ с дном РД через кольцевой выступ в средней части дна приводит к обеспечению эффекта «разгрузки», заключающегося в компенсации действия давления со стороны камеры сгорания на дно РД противоположным действием силы перегрузки от БЧ, причем эти силы возникают одновременно, что позволяет уменьшить толщину деталей и снизить полетную массу снаряда. БЧ выполнена с переходным отсеком с коническим и цилиндрическим элементами, при этом внутренняя поверхность цилиндрического элемента контактирует с соответствующей поверхностью кольцевого выступа и внутренний диаметр цилиндрического элемента равен 0,4÷0,6 внутреннего диаметра камеры сгорания, что обосновано расчетно-экспериментальным методом с учетом обеспечения оптимального эффекта компенсации внутреннего давления в РД воздействием сил перегрузки от БЧ и технологических допусков на изготовление.

Аэродинамический обтекатель, установленный между БЧ и РД, размещен концентрично переходному участку, что снижает коэффициент лобового сопротивления за счет экранирования зоны перепада диаметров БЧ, РД и переходного отсека. Выполнение наружной поверхности аэродинамического обтекателя в пределах величины наружного диаметра (миделя) БЧ обеспечивает повышение аэродинамического качества снаряда.

Аэродинамический обтекатель выполнен, например, из пенополиуретана или пенополистирола для обеспечения минимальной массы. Выполнение торца обтекателя плоским со стороны дна РД обеспечивает снижение контактных напряжений в дне при воздействии перегрузки при выстреле. Между конусными поверхностями БЧ и аэродинамического обтекателя установлен упругий компенсатор технологических зазоров конусных поверхностей.

Корпус РД, выполненный за одно целое вместе с сопловым блоком, изготовлен с применением полимерных композиционных материалов (ПКМ), например стеклопластиков или органопластиков с высокой удельной прочностью, что обеспечит существенное снижение массы конструкции (по сравнению, например, с высокопрочной сталью), что приведет к увеличению дальности стрельбы. При этом сопловой блок выполнен с наружной конусной поверхностью, используемой для установки и закрепления аэродинамического стабилизатора.

Аэродинамический стабилизатор устанавливается на конусную часть выходного раструба сопла на максимально возможном расстоянии от центра масс снаряда, что повышает запас аэродинамической устойчивости на траектории при различных скоростях полета. Два одинаковых полукольца аэродинамического стабилизатора имеют внутренний посадочный конус, который сопряжен с наружным конусом выходного раструба сопла. Полукольца установлены с упором их передними торцами в кольцевой буртик, выполненный на конусе выходного раструба сопла, что препятствует их перемещению в осевом направлении. В обеспечение достаточного запаса устойчивости площадь аэродинамического стабилизатора (ширина лопасти) должна быть максимально возможной, что обеспечивается использованием для установки лопастей сквозного радиального паза длиной от миделя до поверхности выходного раструба сопла.

Пружины раскрытия лопастей выполнены с двумя разнонаправленными зацепами, один из которых взаимодействует с нижней кромкой лопасти для ее раскрытия, а другой зафиксирован в канавке, и двумя рабочими частями, размещенными по обе стороны лопасти, что обеспечивает интенсивное раскрытие перьев. Взаимодействие одного зацепа с кромкой лопасти и фиксированием другого зацепа в канавке, выполненной со стороны, противоположной радиальному пазу, обеспечивает минимальные габариты пружины при необходимом крутящем моменте. Это обеспечивает интенсивность и одновременность раскрытия всех лопастей, что приводит к уменьшению аэродинамической асимметрии снаряда, особенно на начальном участке траектории полета.

Изобретение иллюстрируется графическими материалами, где на:

- Фиг. 1 изображен реактивный снаряд;

- Фиг. 2 изображен реактивный снаряд, установленный в транспортно-пусковой контейнер (условно);

- Фиг. 3 (в разрезе) изображен участок БЧ, соединенный с дном РД, и аэродинамический обтекатель с компенсатором технологических зазоров;

- Фиг. 4 изображен (в разрезе) аэродинамический стабилизатор с раскрытыми лопастями (пружины условно не показаны);

- Фиг. 5 изображен (в разрезе) фрагмент аэродинамического стабилизатора на наружной поверхности раструба сопла;

- Фиг. 6 изображен фрагмент аэродинамического стабилизатора с проушиной, лопастью, осью и пружиной кручения.

Реактивный снаряд 1 (фиг. 1) содержит БЧ 2 с взрывательным устройством 3, аэродинамический обтекатель 4, РД 5 с дном 6, камерой 7, и сопловым блоком с выходным раструбом 8, аэродинамический стабилизатор 9, включающий раскрывающиеся лопасти 10 и пружины раскрытия 11 лопастей 10.

БЧ 2 (Фиг. 3) соединена с дном 6 РД 5 посредством цилиндрического элемента переходного участка 13 со взрывательным устройством 3, контактирующего с кольцевым выступом, выполненным на дне РД 6. Концентрично переходному участку 13 установлен аэродинамический обтекатель 4, контактирующий плоским торцом с дном 6 РД 5, а на конической поверхности обтекателя 4 установлен в кольцевой канавке упругий компенсатор зазоров 14, контактирующий с коническим элементом переходного участка БЧ 2.

Аэродинамический стабилизатор 9 (Фиг. 4), выполнен из двух одинаковых полуколец 15, скрепленных между собой, например соединением парой «винт-гайка» 16 и закрепленных на конусной поверхности 17 выходного раструба соплового блока. В полукольцах 15 выполнены проушины 18 с радиальными пазами 19, в которых на осях 20 установлены раскрывающиеся лопасти 10. Пружины 11 на фиг. 4 условно не показаны.

В радиальном пазе 19 (Фиг. 5), выполненном в проушине 18, на оси 20 установлена с возможностью поворота в плоскости, перпендикулярной оси 20, лопасть 10, поворачивающаяся до упора в кромку паза 19 под действием пружины раскрытия 11 лопасти 10.

Радиальный паз 19 (Фиг. 5), выполненный со стороны переднего торца 23 проушины 18, выходит на конусную поверхность 17 выходного раструба соплового блока. Пружина раскрытия 11 лопасти 10 выполнена с разнонаправленными зацепами 21, один из которых взаимодействует с одной стороны проушины с кромкой лопасти 10, а другой зафиксирован в канавке 22, выполненной в торце 24 проушины 18, со стороны, противоположной радиальному пазу 19. На конической поверхности 17 выходного раструба соплового блока выполнен кольцевой буртик 25, фиксирующий аэродинамический стабилизатор 9 на выходном раструбе соплового блока и препятствующий перемещению полуколец 15 в осевом направлении.

Работа реактивного снаряда осуществляется следующим образом.

В исходном состоянии (перед запуском), реактивный снаряд 1 размещен в транспортно-пусковом контейнере 12, лопасти 10 находятся в сложенном положении и удерживаются от раскрытия стенками транспортно-пускового контейнера 12.

При работе РД 5 возникающее в нем давление воздействует на стенку дна РД 6 в направлении переходного участка 13, соединенного с БЧ 2. Под действием возникающих при работе РД 5 перегрузок нагрузка от массы БЧ 2, воздействуя на стенку дна 6 с другой стороны, компенсирует нагружение стенки дна 6 со стороны камеры 7 РД 5. Перегрузки, возникающие при работе РД 5, воздействуют также на аэродинамический обтекатель 4, который нагружает стенку дна 6, при этом нагрузка распределяется равномерно по поверхности контакта «обтекатель-дно».

При вылете из транспортно-пускового контейнера 12 лопасти 10, размещенные своими концами в радиальных пазах 19, раскрываются, проворачиваясь на осях 20 под действием пружин 11. Взаимодействие зацепов пружин 21 с одной стороны с кромкой лопасти 10, а с другой стороны с поверхностью канавки 22 обеспечивает одновременность раскрытия лопастей 10, что способствует уменьшению аэродинамической асимметрии, особенно на начальном участке траектории полета снаряда. Лопасти 10 интенсивно открываются до упора в кромку радиального паза 19 и в таком положении удерживаются под действием пружин 11 и набегающего потока воздуха.

При полете по баллистической траектории раскрытые лопасти 10 обеспечивают аэродинамическую стабилизацию полета, а аэродинамический обтекатель 4 экранирует полость между РД 5 и БЧ 2 от воздействия набегающего воздушного потока, особенно на больших углах атаки, что обеспечивает снижение аэродинамического сопротивления, тем самым улучшая аэродинамику полета снаряда.

Представленная конструкция реактивного снаряда проверена натурными испытаниями с положительными результатами.

Реактивный снаряд, включающий боевую часть со взрывательным устройством, аэродинамический обтекатель, ракетный двигатель с дном, камерой сгорания и сопловым блоком с выходным раструбом, аэродинамический стабилизатор со смонтированными на осях лопастями и размещенными на осях пружинами раскрытия лопастей, отличающийся тем, что боевая часть выполнена с переходным участком с коническим и цилиндрическим элементами, причем

d=0,4÷0,6 D,

где d - внутренний диаметр цилиндрического элемента,

D - внутренний диаметр камеры сгорания,

дно ракетного двигателя выполнено с кольцевым выступом для контакта с внутренней поверхностью цилиндрического элемента, аэродинамический обтекатель размещен концентрично переходному участку и выполнен с упругим компенсатором зазоров, с конической поверхностью для контакта с соответствующей поверхностью конического элемента переходного участка и торцевой поверхностью для контакта с дном ракетного двигателя, выходной раструб выполнен с кольцевым буртиком для фиксирования аэродинамического стабилизатора на упомянутом раструбе, а аэродинамический стабилизатор выполнен в виде двух скрепленных между собой полуколец с проушинами, в каждой из которых выполнено отверстие для размещения оси, радиальный паз для размещения лопасти и канавка со стороны, противоположной радиальному пазу, при этом каждая из лопастей установлена с возможностью поворота вокруг оси в плоскости, перпендикулярной ей, а каждая пружина раскрытия лопастей выполнена с двумя разнонаправленными зацепами, один из которых взаимодействует с нижней кромкой лопасти, а другой зафиксирован в канавке, и двумя рабочими частями, размещенными по обе стороны лопасти.