УПРАВЛЯЕМЫЙ СНАРЯД
CONTROLLED PROJECTILE

Изобретение относится к области вооружения, в частности к области управляемых снарядов, и может быть использовано в конструкциях ракет, выполненных по аэродинамической схеме «утка».
Известен управляемый реактивный снаряд 9M117 [Техническое описание и инструкция по эксплуатации, 3УБК 10.00.00.000.ТО. М.: Воениздат, 1987 г., с.10…12], принятый за прототип [1].
Управляемый снаряд [1] состоит из воздушно-динамического рулевого привода с воздухозаборником в носовой части и аэродинамическими органами управления - рулями, боевой части, маршевого двигателя, блока стабилизаторов, аппаратурного отсека.
Недостатком такой конструкции является недостаточно высокая эффективность воздушно-динамического рулевого привода из-за не эффективной конструкции рулей и воздухозаборника, установленного в носовой части корпуса снаряда. Несущая способность рулей большого удлинения ограничена из-за нелинейного характера аэродинамической силы и момента рулей от углов атаки и отклонения рулей. Кроме того, большие шарнирные моменты на рулях из-за разбежки центра давления по углам отклонения рулей и углов атаки снаряда не позволяют увеличить площадь рулей для увеличения располагаемой перегрузки снаряда. Воздухозаборник, размещенный в носовой части корпуса, не позволяет оптимально использовать головную часть для установки дополнительной боевой части (лидера) с целью увеличения бронепробиваемости в противотанковых управляемых снарядах, а в управляемых снарядах с системой самонаведения - установки головки самонаведения.
Задачей данного изобретения является повышение эффективности управления снаряда за счет повышения эффективности аэродинамических органов управления - рулей и упрощение конструкции носовой части корпуса.
В данном техническом предложении повышение эффективности управления снаряда достигается путем увеличения располагаемой перегрузки, уменьшения шарнирных нагрузок на руле, увеличения максимальной дальности полета снаряда за счет повышения эффективности аэродинамических органов управления на больших эффективных углах атаки. Выполнение воздухозаборника в виде аэродинамических поверхностей на боковой поверхности перед рулем с переменным углом стреловидности приводит к увеличению подъемной силы руля на больших углах атаки. Кроме того, конструктивные параметры воздухозаборника обеспечивают эффективную работу воздушно-динамического рулевого привода. Причем наибольшая эффективность управления снаряда достигается путем оптимального выбора соотношений геометрических параметров руля и воздухозаборника.
Решение задачи заключается в том, что в управляемом снаряде, выполненном по аэродинамической схеме «утка», содержащем воздушно-динамический рулевой привод в головном отсеке корпуса на головном обтекателе корпуса снаряда перед рулем в одной плоскости с консолями руля установлены боковые воздухозаборники в виде коробчатых биплановых несущих поверхностей с забором воздуха через входное окно, выполненное с соотношением высоты и ширины окна как 0,9…1,1. Консоль руля выполнена с переменным углом стреловидности по передней кромке, а именно с углом 0 градусов от бортовой хорды до 0,3…0,4 размаха одной консоли, далее с углом стреловидности 55…60 градусов до полного размаха консоли руля. При этом отношение размаха консоли воздухозаборника к консоли руля выполнено как 0,3…0,4, соотношение бортовых хорд воздухозаборника и руля - 0,3…1,0, а расстояние до передней кромки руля от воздухозаборника составляет 0,7…1,5 длины бортовой хорды руля.
По сравнению с прототипом при наличии общих конструктивных признаков и свойств управляемый снаряд с предложенной конструкцией позволяет повысить эффективность управления, повысить баллистические характеристики снаряда, упростить конструкцию воздухозаборника, оптимально использовать компоновку головного отсека.
Иллюстрации, поясняющие принцип действия предлагаемого решения, приведены на фиг.1…5.
Управляемый снаряд предлагаемой конструкции, представлен на фиг.1, 2, на фиг.3 - график зависимости подъемной силы руля от эффективного угла атаки, на фиг.4 - график зависимости разбежки центра давления руля от эффективного угла атаки, на фиг.5 - график зависимости подъемной силы руля, полученной по результатам испытаний в аэродинамической трубе при различных скоростях потока.
Управляемый снаряд предлагаемой конструкции, [фиг.1] состоит из воздушно-динамического рулевого привода 1, аэродинамического органа управления 2, воздухозаборника 3, дополнительной боевой части (лидера) 4, основной боевой части 5, маршевого двигателя 6, аппаратурного отсека 7, блока стабилизаторов 8.
y=
эф
На фиг.3: 1 - кривая зависимости Cƒ(α) руля прототипа, 2 - руля с переменным углом стреловидности, 3 - руля с переменным углом стреловидности с боковым воздухозаборником перед рулем.
На фиг.4: 1 - кривая зависимости разбежки центра давления руля прототипа, 2 - предлагаемой конструкции.
y
эф
y
эф
На фиг.5: 1 - кривая зависимости C=ƒ(α) руля предлагаемой конструкции, 2 - кривая зависимости C=ƒ(α) руля с воздухозаборником.
Обозначения, приведенные на фиг.2, 3, 4, 5, характеризуют геометрические параметры руля и воздухозаборника:
р
вз
L, L - размах консоли руля и воздухозаборника;
р
L′ - размах с нулевой стреловидностью по передней кромке консоли руля;
р
вз
В B - бортовая хорда руля и воздухозаборника;
вз
H - ширина (расстояние между планами) воздухозаборника;
dp
Х - центр давления руля;
op
Х - ось вращения руля;
dp
эф
ΔХ - изменение разбежки (расстояние между центром давления и осью вращения руля) центра давления руля от угла α,  - разбежка центра давления отнесенная к бортовой хорде руля;
χ - угол стреловидности по передней кромке;
вз
Х - расстояние до передней кромки руля от воздухозаборника;
М - число Маха (скоростной поток в аэродинамической трубе);
эф
эф
α
p
α - эффективный угол атаки, α=K·α+δ,
где α - угол атаки снаряда;
p
δ - угол отклонения руля;
α
K - коэффициент интерференции корпуса на руль.
p
сн
сн
р
эф
р
эф
сн
р
В полете управляемый снаряд при отклонении руля на угол δ разворачивается вокруг центра масс на угол атаки α. При этом руль находится под углом α и δ, т.е. под эффективным углом α. Для управляемых снарядов (противотанковых, зенитных), выполненных по схеме «утка», диапазон летных углов атаки при углах отклонения рулей 13…16 градусов составляет 4…6 градусов. На снарядах с рулями, приведенными в прототипе, ограничения по углам атаки наступает с 4…5 градусов (δ=12…15 градусов, α=18…22 градусов). На снарядах с предлагаемой конструкцией руля с воздухозаборником линейная зависимость подъемной силы от углов α растет до 26…32 градусов (α=8…12 градусов, δ=18…20 градусов). При этом значение разбежки центра давления даже ниже, чем на прототипе. Вследствие этого на снаряде без изменения энергетических и массовых характеристик повышается располагаемая перегрузка, уменьшаются шарнирные нагрузки.
Итак, выполнение на боковой поверхности головного отсека воздухозаборника перед рулем, выполнение конструкции руля с переменным углом стреловидности по передней кромке повышает эффективность управления снаряда. В данном предложении конструкция воздухозаборника, с одной стороны, влияет на повышение эффективности рулей, с другой стороны, боковые воздухозаборники обеспечивают потоком работу воздушно-динамического рулевого привода.
Проведенные аэродинамические и летные испытания позволили определить оптимальные геометрические характеристики, а также оптимальные соотношения руля и воздухозаборника и их взаимное расположение на корпусе снаряда. Данная конструкция при оптимальных геометрических параметрах, примененная на управляемом противотанковом реактивном снаряде 9М117 (прототип), увеличивает в 1,3…1,5 раза располагаемую перегрузку, что обеспечивает увеличение на 15…20% максимальной дальности полета. При этом за счет установки дополнительной боевой части (лидера) в носовой части корпуса снаряда повышается бронепробиваемость.
Применение в конструкции противотанковых снарядов данного технического предложения позволило повысить эффективность управления, повысить аэробаллистические характеристики снаряда.
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».