Результат интеллектуальной деятельности: Управляемый снаряд

Изобретение относится к области вооружения, в частности к управляемым снарядам преимущественно с дозвуковыми и трансзвуковыми скоростями полета, и может быть использовано в конструкциях ракет с различными аэродинамическими схемами, в том числе и с компоновкой по схеме «утка».

Известен управляемый снаряд [Патент на изобретение RU 2233423 (ГУП Конструкторское бюро приборостроения) 10.09.2002 г], принятый за прототип.

Управляемый снаряд состоит из блока рулевого привода с рулями, установленными на коническом обтекателе головной части корпуса снаряда, маршевого двигателя, боевой части, блока стабилизатора.

Недостатком прототипа является невысокая эффективность управления снаряда из-за несовершенной конструкции аэродинамических рулей. Несущие способности рулей прототипа ограничены из-за нелинейного характера зависимости управляемой силы и момента рулей от углов атаки и углов отклонения рулей. Кроме того, такая конструкция рулей, установленных на конической головной части снаряда, снижает эффективность подъемной силы руля, приводит к увеличению разбежки центра давления руля, к увеличению шарнирных моментов.

Задачей данного технического предложения является повышение эффективности управления снаряда за счет повышения эффективности аэродинамических органов управления - рулей, установленных на обтекателе головной части корпуса.

Поставленная задача достигается тем, что в управляемом снаряде, выполненном по аэродинамической схеме «утка», содержащем цилиндрический корпус, головную часть с обтекателем, блок рулевого привода, аэродинамические органы управления, выполнены из руля, консоли которого установлены на боковой поверхности обтекателя головной части, и пилонов, жестко закрепленных на корпусе перед консолями руля в одной плоскости. Консоли руля и пилонов выполнены из плоских пластин с бортовыми хордами, установленными на боковой поверхности под углом 5…15 градусов к продольной оси снаряда, при этом руль выполнен с переменным по размаху углом стреловидности по передней кромке - 0 градусов от корневой хорды до 0,30…0,40 размаха консоли руля, далее с углом стреловидности 55…65 градусов до полного размаха консоли руля, размах консоли пилона выполнен с соотношением 0,30…0,40 размаха консоли руля, бортовая хорда пилона выполнена с соотношением 0,40…0,50 к длине бортовой хорды руля, а величина зазора между передней кромкой руля и задней пилона составляет 0,05…0,15 длины бортовой хорды консоли руля.

По сравнению с прототипом, при наличии общих конструктивных признаков и свойств, управляемый снаряд предполагаемой конструкции аэродинамических органов управления позволяет повысить эффективность управления, повысить динамические и баллистические характеристики снаряда без увеличения габаритно-массовых характеристик управляемого снаряда за счет повышения основных аэродинамических характеристик (силы, управляющего момента) на больших углах атаки полета снаряда.

Принцип действия предлагаемого решения поясняется графическими материалами.

Управляемый снаряд предлагаемой конструкции, приведенный на фиг. 1, состоит из корпуса с эллиптической головной частью 1, блока рулевого привода 2, руля 3, пилона 4, маршевого двигателя 5, боевой части 6, блока стабилизатора 7.

На фиг. 2 представлена конструкция руля и пилона, установленного на головной части корпуса с эллиптическими обводами боковой поверхности.

Обозначения, приведенные на фиг. 2, характеризуют геометрические параметры руля и пилона, где:

L_p, L_п - размах консоли руля и пилона;

В_р, В_п - бортовая хорда руля и пилона;

χ_п.к, χ_з.к - угол стреловидности передней и задней кромок руля;

ϕ_p - угол наклона бортовой хорды руля к продольной оси снаряда;

Δh - зазор между рулем и пилоном;

Х_о.р. - расстояние от носка передней кромки руля до оси руля.

На фиг. 3, 4 приведены зависимости подъемной силы C_y^α и центра давления ΔX_dp аэродинамических органов управления от эффективного угла атаки α_эф:

8, 10 - прототипа;

9, 11 - предложенной конструкции по формуле изобретения.

Эффективный угол атаки определяется по зависимости α_эф=K_α⋅α+δ_p,

где

δ_p - угол отклонения аэродинамических органов управления;

α - угол атаки управляемого снаряда;

K_α - коэффициент влияния корпуса на руль.

Для управляемых снарядов, выполненных по схеме «утка», с дозвуковыми, трансзвуковыми скоростями полета (Max=0,5…0,9) с рулями прототипа, диапазон летных углов атаки составляет α=2…3° с δ_p=12…13°, α_эф=15…18°.

Для управляемых снарядов с рулями предложенной конструкции формулы изобретения α=4…6°, δ_p=15…16°, α_эф=22…24°.

Повышение эффективности рулей в предложенном решении достигнуто за счет получения линейной зависимости коэффициента подъемной силы рулей до больших углов α и δ_p.

Вследствие этого, за счет увеличения подъемной силы рулей, увеличения углов атаки снаряда увеличивается располагаемая перегрузка, увеличивается дальность полета снаряда. Кроме того, данная конструкция руля за счет уменьшения разбежки центра давления при одинаковых скоростях полета с управляемым снарядом-прототипом имеет меньшее значение шарнирных нагрузок, что позволяет уменьшить габаритно-массовые характеристики рулевого привода.

Итак, выполнение аэродинамических органов управления по формуле изобретения, установленных на головной части корпуса с эллиптическими (коническими) обводами, повышает эффективность управления снаряда.

Проведенные лабораторные и летные испытания управляемого снаряда позволили выбрать оптимальные геометрические параметры аэродинамических органов управления - рулей, установленных на эллиптической (конической) головной части корпуса снаряда.

Применение в конструкциях противотанковых снарядов данного технического предложения позволило повысить эффективность управления снаряда, повысить динамические и баллистические характеристики, увеличить дальность полета снарядов противотанковых комплексов.