Стабилизатор реактивного снаряда
ROCKET PROJECTILE STABILIZER

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к реактивным снарядам (PC) систем залпового огня.
Объект изобретения представляет собой стабилизатор к PC системы залпового огня повышенной надежностью функционирования, с улучшенными основными характеристиками, увеличенной дальностью полета.
Реактивные системы залпового огня широко применяются для борьбы со многими площадными и крупномасштабными наземными целями.
Стабилизация PC осуществляется с помощью аэродинамических стабилизаторов. Так, известны PC М8, М13, обеспечивающие поражение крупноразмерных целей (см., например, Куров В.Д., Должанский Ю.М. Основы проектирования пороховых ракетных снарядов. - М. Оборонгиз. 1961, с. 11), принятые за аналоги. В их конструкции используются стабилизаторы, содержащие прочноскрепленные с корпусом (обтекателем) лопасти. Передние кромки лопастей выполнены без заострения, а на боковой поверхности выполнены продольные выштамповки для повышения жесткости и прочности.
Задачей данного технического решения являлось обеспечение устойчивого полета PC на небольшую дальность. Однако наличие нераскрывающегося стабилизатора не позволяет разместить на пусковой установке большое количество PC, что снижает эффективность применения системы залпового огня.
Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией стабилизатора PC является наличие в составе аналогов стабилизатора, содержащего обтекатель и лопасти.
Опыт эксплуатации систем залпового огня показал, что наиболее рациональным решением является размещение PC перед пуском и запуск их из трубчатых направляющих. Дугообразные лопасти стабилизатора PC находятся в сложенном положении перед пуском, а после выхода из направляющей раскрываются.
Известен стабилизатор сверхзвукового реактивного снаряда по патенту РФ №2328695, МПК F42B 15/00, содержащий обтекатель, дугообразные лопасти с комбинированной формой передних и задних кромок, принятый авторами за прототип. В данном стабилизаторе PC передние и задние кромки лопастей выполнены в виде сочетания плоского притупления шириной 0,1…0,3 средней вдоль размаха толщины лопасти и клина с выпуклой стороны лопасти с углом 7°…12° в плоскости, перпендикулярной кромкам, ширина плоского притупления постоянна вдоль размаха лопасти, а участки передней и задней кромок лопасти, прилегающие к концевой хорде лопасти выполнены скругленными радиусом, равным 2…7 толщинам лопасти в концевой части.
Задачей данного изобретения являлось создание стабилизатора сверхзвукового PC с увеличенной дальностью полета, улучшение основных характеристик снаряда за счет уменьшения разброса коэффициента сопротивления стабилизатора и аэробаллистических характеристик, увеличение дальности за счет минимизации геометрических параметров лопастей.
Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией стабилизатора PC является наличие в составе прототипа обтекателя и дугообразных лопастей с комбинированной формой передних кромок лопастей, включающей плоское притупление.
Определенные требования предъявляются к углу установки лопастей к продольной оси PC в сочетании с ориентацией их боковых поверхностей в направлении вращения. Для каждого типа PC существует допустимый диапазон изменения угловой скорости вращения исходя из условий нормального функционирования и полета в заданном диапазоне чисел Маха с минимальными углами атаки, зависящий от угла установки лопастей к продольной оси и их ориентации в направлении вращения.
В отличие от прототипа в предлагаемом стабилизаторе реактивного снаряда передние кромки лопастей выполнены в виде сочетания плоского притупления шириной 0,10…0,25 толщины лопасти в районе бортовой хорды и клиньев с выпуклой и вогнутой боковых поверхностей, имеющих суммарный угол 10°…30° в плоскости, перпендикулярной передним кромкам, при этом концевая хорда лопасти составляет 0,6…1,2 ее бортовой хорды, а средний угол установки лопастей стабилизатора к продольной оси снаряда, измеряемый в различных их сечениях, выбран по формуле:
где β - суммарный угол заострения передних кромок раскрывающихся дугообразных лопастей стабилизатора в плоскости, перпендикулярной кромкам;
d - калибр снаряда;
cp
o
к
b=0,5(b+b) - средняя хорда дугообразной лопасти;
o
b - бортовая хорда дугообразной лопасти;
к
b - концевая хорда дугообразной лопасти;
ст
Н - размах раскрывающихся дугообразных лопастей стабилизатора;
обт
d - наружный диаметр обтекателя, на котором установлены дугообразные лопасти стабилизатора;
лоп
n = 3…8 - количество дугообразных лопастей стабилизатора.
Это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.
Указанные признаки, отличительные от прототипа, и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой защиты, во всех случаях достаточны.
Задачей предполагаемого изобретения является создание стабилизатора PC с дозвуковой и сверхзвуковой скоростью полета с повышенной надежностью функционирования, улучшенными основными характеристиками за счет уменьшения разброса аэробаллистических характеристик PC, снижения ветровой чувствительности и обеспечения безрезонансного полета с нулевыми углами атаки.
Указанный технический результат достигается тем, что в стабилизаторе реактивного снаряда, содержащем обтекатель с установленными на нем раскрывающимися дугообразными лопастями, имеющими комбинированную форму передних кромок лопастей, включающей плоское притупление, и ориентированными в направлении вращения снаряда выпуклыми боковыми поверхностями, согласно изобретению, передние кромки лопастей выполнены в виде сочетания плоского притупления шириной 0,10…0,25 толщины лопасти в районе бортовой хорды и клиньев с выпуклой и вогнутой боковых поверхностей, имеющих суммарный угол 10°…30° в плоскости, перпендикулярной передним кромкам, при этом концевая хорда лопасти составляет 0,6…1,2 ее бортовой хорды, а средний угол установки лопастей стабилизатора к продольной оси снаряда, измеряемый в различных их сечениях, выбран по формуле:
где β - суммарный угол заострения передних кромок раскрывающихся дугообразных лопастей стабилизатора в плоскости, перпендикулярной кромкам;
d - калибр снаряда;
cp
o
к
b=0,5(b+b) - средняя хорда дугообразной лопасти;
o
b - бортовая хорда дугообразной лопасти;
к
b - концевая хорда дугообразной лопасти;
ст
Н - размах раскрывающихся дугообразных лопастей стабилизатора;
обт
d - наружный диаметр обтекателя, на котором установлены дугообразные лопасти стабилизатора;
лоп
n = 3…8 - количество дугообразных лопастей стабилизатора.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между параметрами стабилизатора позволяют, в частности, за счет выполнения:
- передних кромок лопастей в виде сочетания плоского притупления шириной 0,10…0,25 толщины лопасти в районе бортовой хорды и клиньев с выпуклой и вогнутой боковых поверхностей, имеющих суммарный угол 10°…30° в плоскости, перпендикулярной передним кромкам, - уменьшить разброс аэробаллистических характеристик PC при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета, что приводит к повышению надежности функционирования и улучшению основных характеристик. При ширине притупления кромок менее 0,10 толщины лопасти в районе бортовой хорды и суммарном угле менее 10° при сверхзвуковых скоростях полета за счет аэродинамического нагрева происходит деформация и искривление кромок, что приводит к увеличению сопротивления стабилизатора, разбросу коэффициента сопротивления и аэробаллистических характеристик PC. Кроме того, увеличивается разброс коэффициента вращающего момента крена, что при малых углах установки лопастей к продольной оси PC приводит к снижению угловой скорости вращения и попаданию PC в зону резонансной неустойчивости, появлению углов атаки. Увеличение ширины притупления кромок свыше 0,25 толщины лопасти в районе бортовой хорды и угле более 30° приводит к увеличению сопротивления лопастей и PC в целом, уменьшению дальности полета;
- концевой хорды лопасти, составляющей 0,6…1,2 ее бортовой хорды, - обеспечить требуемые значения аэродинамических и аэробаллистических характеристик при рационально принятых геометрических параметрах лопастей, обеспечивающих устойчивый полет PC и минимальную ветровую чувствительность к разбросу траекторных параметров. При отношении концевой к бортовой хорде лопасти более 1,2 происходит либо уменьшение угла стреловидности передних кромок, что увеличивает сопротивление стабилизатора и PC и приводит к уменьшению дальности, либо приближает задние кромки лопастей к выходному сечению сопла реактивного двигателя, что приводит к отрицательному воздействию реактивной струи на снижение несущих свойств лопастей стабилизатора, дополнительному разбросу аэробаллистических характеристик PC. Выполнение концевой хорды менее 0,6 бортовой хорды приводит к необходимости увеличивать размах лопастей стабилизатора с целью обеспечения необходимой устойчивости, что влечет к увеличению изгибающего момента на лопасти от аэродинамических нагрузок. Кроме того, для дугообразных раскрывающихся лопастей существует предел по размаху стабилизатора, исходя из его укладки вокруг обтекателя;
- среднего угла установки лопастей стабилизатора к продольной оси снаряда, измеряемого в различных их сечениях, выбранного по формуле:  - обеспечить повышение надежности функционирования и снижение разброса аэродинамических и аэробаллистических характеристик PC в режиме полета как с дозвуковой, так и сверхзвуковой скоростью за счет обеспечения устойчивого безрезонансного полета с нулевыми углами атаки при ориентации лопастей в направлении вращения PC выпуклыми боковыми поверхностями. При угле установки лопастей  - угловая скорость вращения PC попадает в зону нижнего резонанса, когда частота вращения совпадает с частотой экваториальных колебаний PC. При угле установки лопастей  - угловая скорость вращения попадает в зону верхнего резонанса. В этом случае частота вращения совпадает с частотой изгибных колебаний корпуса PC, изгибных и крутильных колебаний лопастей стабилизатора.
Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг. 1 изображен общий вид стабилизатора реактивного снаряда.
np
o
0
к
o
Стабилизатор состоит из обтекателя 1, раскрывающихся дугообразных лопастей 2, ориентированных в направлении вращения PC выпуклыми боковыми поверхностями В, передние кромки которых выполнены в виде сочетания плоского притупления 3 шириной t=(0,10…0,25)t и клиньев 4, 5 с вогнутой С и выпуклой В поверхностей лопастей, имеющих суммарный угол β=10°…30° в плоскости, перпендикулярной передним кромкам, где t - толщина лопасти в районе бортовой хорды. Концевая хорда лопасти b=(0,6…1,2)b.
Угол установки лопастей 2 к продольной оси PC выбран по формуле:
cp
o
к
o
к
ст
отб
лоп
где β - суммарный угол заострения передних кромок раскрывающихся дугообразных лопастей стабилизатора в плоскости, перпендикулярной кромкам, d - калибр снаряда, b=0,5(b+b) - средняя хорда дугообразной лопасти, b - бортовая хорда дугообразной лопасти, b - концевая хорда дугообразной лопасти, Н - размах раскрывающихся дугообразных лопастей стабилизатора, d - наружный диаметр обтекателя, на котором установлены дугообразные лопасти стабилизатора, n = 3…8 - количество дугообразных лопастей стабилизатора.
Предлагаемый стабилизатор PC работает следующим образом.
После запуска, когда PC движется по направляющей пусковой установки, дугообразные лопасти 2 стабилизатора находятся в сложенном положении и охватывают обтекатель 1. После выхода из направляющей лопасти 2 раскрываются (например, при помощи пружин) и PC начинает движение по траектории, при этом передние кромки лопастей 2, выполненные с притуплением 3 и клиньями 4, 5 взаимодействуют с набегающим потоком воздуха, обеспечивая устойчивое движение PC по траектории и формируют течение, существенно уменьшающее разброс аэробаллистических характеристик. Наличие клиньев 4, 5 на передних кромках лопастей обеспечивает симметричное обтекание, а в сочетании с притуплением повышает жесткость и сохранение формы при воздействии аэродинамического нагрева при сверхзвуковых скоростях полета.
За счет предложенной формы передних кромок лопастей и соотношений их геометрических параметров в совокупности с допустимым диапазоном изменения угла установки лопастей к продольной оси PC, определяемом по предложенной авторами формуле, обеспечивается безрезонансный полет с нулевыми углами атаки, повышается надежность функционирования, снижается воздействие аэродинамического нагрева на передние кромки лопастей стабилизатора, увеличивается дальность стрельбы.
Указанный положительный эффект подтвержден летно-конструкторскими испытаниями образцов реактивных снарядов залпового огня, выполненных в соответствии с предлагаемым изобретением.
В настоящее время разработана конструкторская документация, проведены стендовые и летные испытания, намечено изготовление опытной партии реактивных снарядов.