RU170322U1 - TWO MEDIUM Rocket Shell - Google Patents

Abstract

Полезная модель относится к области вооружения, а именно к средствам поражения подводных целей и может быть использована при их разработке.Предлагаемый двухсредный реактивный снаряд состоит из цилиндрической головной части, ракетной части и хвостового оперения. Передний торец головной части выполнен в виде плоского диска диаметром d=(0,07-0,08)L с плавным переходом к цилиндрической части по оживальной образующей. Ракетная часть обнижена до диаметра d(0,7-0,9)D, а хвостовое оперение расположено на удалении x(0,45-0,55)L от центра масс снаряда, при этом переход от головной части к ракетной выполнен каскадом в виде 3-5 конических понижений с углом полураствора конуса γ=5-30° каждый.Полезная модель решает задачу повышения дальности стрельбы за счет снижения аэродинамического сопротивления, улучшения кучности стрельбы за счет повышения устойчивости движения на воздушном участке траектории и повышения боевой эффективности за счет обеспечения оптимальных параметров движения на подводном участке траектории.The utility model relates to the field of armaments, namely to means of destruction of underwater targets and can be used in their development. The proposed two-medium missile consists of a cylindrical head part, a missile part and a tail unit. The front end of the head part is made in the form of a flat disk with a diameter of d = (0.07-0.08) L with a smooth transition to the cylindrical part along the vivid generatrix. The missile part is reduced to a diameter d (0.7-0.9) D, and the tail unit is located at a distance x (0.45-0.55) L from the center of mass of the projectile, while the transition from the warhead to the missile is made in cascade 3-5 conical depressions with a cone half-angle of γ = 5-30 ° each. A useful model solves the problem of increasing the firing range by reducing aerodynamic drag, improving the accuracy of firing by increasing the stability of movement in the air section of the trajectory and increasing combat efficiency by providing optimal parameters s movement on the underwater portion of the trajectory.

Description

Полезная модель относится к области вооружения, а именно к средствам поражения подводных целей, и может быть использована при их разработке.The utility model relates to the field of weapons, namely to means of destruction of underwater targets, and can be used in their development.

Объект полезной модели представляет собой двухсредный реактивный снаряд предназначенный для поражения подводных целей, обладающий повышенной эффективностью боевого применения, дальностью и кучностью стрельбы.The object of the utility model is a two-medium missile designed to destroy underwater targets, which has increased combat effectiveness, range and accuracy of fire.

Реактивные снаряды успешно применяются для решения широкого круга задач, включающего в себя в том числе поражение подводных целей. Характерным признаком реактивных снарядов является доставка полезной нагрузки к цели по воздушной траектории за счет силы тяги реактивного ракетного двигателя. Двухсредные реактивные снаряды предназначены для доставки полезной нагрузки в заданную точку по воздушной траектории с последующим функционированием под водой.Missiles are successfully used to solve a wide range of tasks, including including the destruction of underwater targets. A characteristic feature of rockets is the delivery of the payload to the target along the air path due to the thrust of the rocket engine. Two-medium rockets are designed to deliver a payload to a given point along an air path with subsequent operation under water.

Образцом двухсредных реактивных снарядов являются реактивные глубинные бомбы. Известны реактивные глубинные бомбы, например РГБ-60 и РГБ-10, реактивные кормовые бомбы типа РКБ «Бурун» (Заболоцкий В., Костриков В. Гончие океанов. История кораблей проекта 61. - М.: Военная книга, 2005, с. 21, с. 1922; Широкорад А.В. Энциклопедия отечественного ракетного оружия, 1817-2002. Часть 2. Неуправляемые ракеты 1946-2002. М.: ACT, 2003). Реактивные глубинные бомбы представляют собой реактивный снаряд, состоящий из головной части с размещенной в ней полезной нагрузкой, ракетной части и хвостового оперения.A sample of two-medium rockets are deep-jet rocket bombs. Deep rocket bombs are known, for example, RSL-60 and RSL-10, rocket-propelled rocket bombs of the RKB “Burun” type (Zabolotsky V., Kostrikov V. The Hounds of the Oceans. History of the ships of the project 61. - M.: Military Book, 2005, p. 21 , p. 1922; AV Shirokorad Encyclopedia of Russian missile weapons, 1817-2002, Part 2. Unguided missiles 1946-2002. M: ACT, 2003). Deep jet bombs are rockets consisting of a warhead with a payload placed in it, a rocket, and a tail.

Задачей данного технического решения являлась доставка полезной нагрузки по воздуху в район цели, приводнение и погружение под действием гравитационных сил с последующим функционированием боевой части. Компоновочная и аэродинамическая схемы изделий-аналогов выбраны из соображений обеспечения устойчивого полета и безрикошетного приводнения при малых углах подхода к поверхности воды. Аэродинамические обводы этих изделий не являются оптимальными, что, в свою очередь, снижает эффективность боевого применения за счет малой дальности полета и низкой скорости движения под водой.The objective of this technical solution was to deliver a payload by air to the target area, splashdown and immersion under the influence of gravitational forces with the subsequent operation of the warhead. The layout and aerodynamic schemes of analog products are selected for reasons of ensuring stable flight and ricocheted splashdown at small angles of approach to the surface of the water. The aerodynamic contours of these products are not optimal, which, in turn, reduces the effectiveness of combat use due to the short range and low speed underwater.

Общими признаками с предлагаемой авторами конструкцией двухсредного реактивного снаряда является наличие в изделиях аналогах головной части, ракетной части и хвостового оперения.Common features with the design of the two-medium missile proposed by the authors is the presence in the products of analogues of the warhead, rocket and tail.

Наиболее близкой по технической сущности к полезной модели является ракета, запускаемая из трубчатой направляющей, по патенту РФ №2148778 опубликованному 10.05.2000 г.принятая авторами за прототип. Данная ракета содержит головную часть, ракетную часть и хвостовое оперение. Головная часть изделия-прототипа выполнена цилиндрической с притуплением.The closest in technical essence to a utility model is a missile launched from a tubular guide, according to the patent of the Russian Federation No. 2148778 published on 05.10.2000, adopted by the authors as a prototype. This missile contains a warhead, rocket and tail. The head of the prototype is cylindrical with blunting.

Задачей технического решения прототипа было создание ракеты, обладающей повышенной устойчивостью на дозвуковых скоростях полета с возможностью безрикошетного входа в воду.The objective of the technical solution of the prototype was to create a rocket with increased stability at subsonic flight speeds with the possibility of a ricocheted entry into the water.

Общими признаками прототипа с предлагаемым авторами двухсредным реактивным снарядом является наличие головной части, ракетной части, хвостового оперения и притупления на головной части в форме плоского диска.The common features of the prototype with the two-medium projectile proposed by the authors are the presence of the warhead, missile, tail and blunting on the warhead in the form of a flat disk.

Изделие-прототип функционирует следующим образом. После запуска двигателя происходит выход снаряда из трубчатой направляющей с последующим раскрытием стабилизатора. На воздушной части траектории происходит разгон за счет силы тяги реактивного двигателя и дальнейший автономный полет на дозвуковых скоростях под действием аэродинамических и инерционных сил. При подходе к водной поверхности реактивный снаряд осуществляет безрикошетный вход в воду, обеспечиваемый выполненным на носовой части притуплением. После приводнения снаряд тормозится за счет повышенного сопротивления воды и погружается в режиме безотрывного обтекания под действием гравитационных сил. На заданной глубине происходит подрыв головной части.The prototype product operates as follows. After starting the engine, the projectile exits the tubular guide with the subsequent opening of the stabilizer. On the air side of the trajectory, acceleration occurs due to the thrust of the jet engine and further autonomous flight at subsonic speeds under the action of aerodynamic and inertial forces. When approaching the water surface, the missile carries out a rifle-free entry into the water, provided by blunting performed on the bow. After splashdown, the projectile is braked due to the increased resistance of water and plunges in a continuous flow regime under the influence of gravitational forces. At a given depth, the head is undermined.

Однако данная конструкция обладает рядом недостатков, таких как повышенное аэродинамическое сопротивление и вследствие этого малая дальность стрельбы, малая скорость движения на подводном участке траектории, обусловленная высоким гидродинамическим сопротивлением вследствие не оптимальности режима погружения и недостаточными характеристиками устойчивости для движения со сверхзвуковыми скоростями.However, this design has a number of disadvantages, such as increased aerodynamic drag and, as a result, a small firing range, low speed in the underwater section of the trajectory, due to the high hydrodynamic drag due to the poor diving mode and insufficient stability characteristics for movement at supersonic speeds.

В отличие от прототипа в предлагаемом авторами двухсредном реактивном снаряде, состоящем из цилиндрической головной части, ракетной части и хвостового оперения, передний торец головной части выполнен в виде плоского диска диаметром d_д=(0,07-0,08)L с плавным переходом к цилиндрической части по оживальной образующей, ракетная часть обнижена до диаметра d_рч=(0,7-0,9)D, а хвостовое оперение расположено на удалении x_оп=(0,45-0,55)L от центра масс снаряда, при этом переход от головной части к ракетной выполнен каскадом в виде 3-5 конических понижений с углом полураствора конуса γ=5-30° каждый, где L - длина снаряда, D - диаметр Миделевого сечения снаряда.Unlike the prototype, in the two-medium missile projectile proposed by the authors, consisting of a cylindrical warhead, rocket and tail, the front end of the warhead is made in the form of a flat disk with a diameter d _d = (0,07-0,08) L with a smooth transition to of the cylindrical part along the lively generatrix, the missile part is reduced to a diameter d _rh = (0.7-0.9) D, and the tail unit is located at a distance x _op = (0.45-0.55) L from the center of mass of the projectile, this transition from the warhead to the rocket is made in cascade in the form of 3-5 conical depressions with an angle half cone γ = 5-30 ° each, where L is the length of the projectile, D is the diameter of the Midel section of the projectile.

Это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существующих признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.This allows us to conclude that there is a causal relationship between the totality of existing features of the claimed technical solution and the achieved technical result.

Задачей предполагаемой полезной модели является повышение дальности стрельбы и эффективности боевого применения снаряда за счет оптимизации аэродинамических обводов и обеспечения оптимальных параметров движения на воздушном и подводном участках траектории.The objective of the proposed utility model is to increase the firing range and the effectiveness of the combat use of the projectile by optimizing the aerodynamic contours and ensuring optimal movement parameters in the air and underwater sections of the trajectory.

Указанный технический результат достигается тем, что в двухсредном реактивном снаряде, состоящем из цилиндрической головной части, ракетной части и хвостового оперения, передний торец головной части выполнен в виде плоского диска диаметром d_д=(0,07-0,08)L с плавным переходом к цилиндрической части по оживальной образующей, ракетная часть обнижена до диаметра d_рч=(0,7-0,9)D, а хвостовое оперение расположено на удалении x_оп=(0,45-0,55)L от центра масс снаряда, при этом переход от головной части к ракетной выполнен каскадом, в виде 3-5 конических понижений с углом полураствора конуса γ=5-30° каждый, где L - длина снаряда, D - диаметр Миделевого сечения снаряда.The specified technical result is achieved by the fact that in a two-medium missile consisting of a cylindrical head part, a missile part and a tail unit, the front end of the head part is made in the form of a flat disk with a diameter d _d = (0.07-0.08) L with a smooth transition to the cylindrical part along the lively generatrix, the missile part is reduced to a diameter d _rh = (0.7-0.9) D, and the tail unit is located at a distance x _op = (0.45-0.55) L from the center of mass of the projectile, the transition from the warhead to the rocket is made in cascade, in the form of 3-5 conical lowering d with a cone half-angle of γ = 5-30 ° each, where L is the length of the projectile, D is the diameter of the Midel section of the projectile.

Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между деталями двухсредного реактивного снаряда позволяют, в частности, за счет выполнения:A new set of structural elements, as well as the presence of connections between the parts of a two-medium missile allow, in particular, due to the following:

переднего торца головной части в виде плоского диска диаметром d_д=(0,07-0,08)L с плавным переходом к цилиндрической части по оживальной образующей повысить скорость движения снаряда на воздушном и подводном участках траектории за счет снижения сопротивления среды. Выполнение переднего торца снаряда в виде плоского диска диаметром d_д=(0,07-0,08)L позволит повысить скорость движения на подводном участке траектории за счет обеспечения кавитационного режима обтекания, который по сравнению с режимом сплошного обтекания обеспечивает пониженное сопротивление. Плавный переход от переднего торца к цилиндрической головной части по оживальной образующей снижает аэродинамическое сопротивление на воздушном участке траектории. Выполнение плоского диска диаметром d_д меньше 0,07L недопустимо, так как не обеспечивает образование каверны размером, достаточным для нахождения в ней всего снаряда, в результате чего хвостовая часть снаряда взаимодействует с потоком воды, создавая повышенное сопротивление. Увеличение диаметра d_д плоского диска более 0,08L на подводном участке не оказывает влияния на достигаемый положительный эффект, однако на воздушном участке траектории окажет негативное влияние, выраженное в увеличении аэродинамического сопротивления, тем самым приводя к снижению дальности;the front end of the head part in the form of a flat disk with a diameter d _d = (0.07-0.08) L with a smooth transition to the cylindrical part along the ogival component to increase the velocity of the projectile in the air and underwater sections of the trajectory by reducing the resistance of the medium. The implementation of the front end of the projectile in the form of a flat disk with a diameter d _d = (0,07-0,08) L will increase the speed of movement in the underwater section of the trajectory by providing a cavitation flow regime, which compared with the continuous flow regime provides reduced resistance. A smooth transition from the front end to the cylindrical head along the ogival generatrix reduces the aerodynamic drag in the air section of the trajectory. The implementation of a flat disk with a diameter d _d less than 0.07L is unacceptable, since it does not provide a cavity with a size sufficient to contain the entire projectile, as a result of which the tail of the projectile interacts with the flow of water, creating increased resistance. An increase in the diameter d _{d of a} flat disk of more than 0.08L in the underwater section does not affect the achieved positive effect, however, in the air section of the trajectory it will have a negative effect, expressed in an increase in aerodynamic drag, thereby leading to a decrease in range;

ракетной части обниженой до диаметра d_рч=(0,7-0,9)D снизить аэродинамическое сопротивление на воздушном участке траектории, тем самым повысить характеристики дальности стрельбы. Уменьшение диаметра ракетной части позволяет снизить донное сопротивление, тем самым повышая дальность полета. Выполнение ракетной части диаметром d_рч больше 0,9D нецелесообразно, тат как не приводит к существенному снижению донного сопротивления. Уменьшение диаметра ракетной части d_рч менее 0,7D недопустимо, так как при сохранении общего объема и массы топлива ракетной части уменьшение диаметра приводит к увеличению ее дины, что негативно проявляется в виде увеличения изгибных и нутационных колебаний на воздушной траектории, в следствие чего происходит снижение дальности и кучности стрельбы;missile parts down to a diameter d _rh = (0.7-0.9) D to reduce aerodynamic drag in the air section of the trajectory, thereby increasing the characteristics of the firing range. Reducing the diameter of the missile can reduce the bottom drag, thereby increasing the flight range. Performing missile portion diameter d greater _rh 0,9D impractical tat it does not lead to a significant reduction of bottom resistance. A decrease in the diameter of the missile part d _rch less than 0.7D is unacceptable, since, while maintaining the total volume and mass of fuel of the missile part, a decrease in the diameter leads to an increase in its length, which negatively manifests itself in the form of an increase in bending and nutation vibrations on the air path, which results in a decrease range and accuracy of fire;

хвостового оперения, расположенного на удалении x_оп=(0,45-0,55)L от центра масс снаряда обеспечить повышенную устойчивость при движении на траектории с дозвуковыми и сверхзвуковыми скоростями. Выполнение хвостового оперения на удалении менее x_оп=0,45L недопустимо, так как приведет к снижению устойчивости, увеличению изгибных и нутационных колебаний, и вследствие этого к снижению дальности и кучности стрельбы. Выполнение хвостового оперения на удалении более x_оп=0,55L нецелесообразно, так как устойчивость будет избыточна и на полет по баллистической траектории влияния не окажет;the tail unit located at a distance x _op = (0.45-0.55) L from the center of mass of the projectile to provide increased stability when moving along a trajectory with subsonic and supersonic speeds. The implementation of the tail at a distance of less than x _op = 0.45L is unacceptable, as it will lead to a decrease in stability, an increase in bending and nutation vibrations, and as a result to a reduction in the range and accuracy of fire. The implementation of the tail at a distance of more than x _op = 0.55L is impractical, since stability will be excessive and will not affect the flight along the ballistic trajectory;

перехода от головной части к ракетной каскадом в виде 3-5 конических понижений с углом полураствора конуса γ=5-30° каждый снизить аэродинамическое сопротивление путем плавного смыкания потока, исключения возникновения зон разряжения и снижения турбулентности. Выполнение перехода от головной части к ракетной с количеством каскадов менее 3 или с углами конических понижений более γ=30° не позволит плавно смыкать поток на обнижениях, что в приводит в появлению зон разряжения и турбулентности, и тем самым к увеличению аэродинамического сопротивления и снижению дальности. Увеличение количества каскадов более 5 и уменьшение углов конического понижения менее γ=5° нецелесообразно, так как не приводит к существенным изменениям в обтекании воздушным потоком каскадных понижений и ракетной части.the transition from the warhead to the rocket cascade in the form of 3-5 conical depressions with a cone half-angle of γ = 5-30 ° each to reduce aerodynamic drag by smoothly closing the flow, eliminating the appearance of rarefaction zones and reducing turbulence. The transition from the warhead to the rocket with the number of cascades of less than 3 or with conical lowering angles of more than γ = 30 ° will not allow the flow to close smoothly at the lowering, which leads to the appearance of rarefaction and turbulence zones, and thereby to an increase in aerodynamic drag and a decrease in range . An increase in the number of cascades of more than 5 and a decrease in the angles of conical lowering of less than γ = 5 ° is impractical, since it does not lead to significant changes in the air flow around the cascade depressions and the missile part.

Сущность полезной модели поясняется чертежом, где на фиг. 1 изображен общий вид двухсредного реактивного снаряда, а на фиг. 2 - его функционирование на подводном участке траектории.The essence of the utility model is illustrated by the drawing, where in FIG. 1 shows a general view of a two-medium missile, and FIG. 2 - its operation on the underwater section of the trajectory.

Двухсредный реактивный снаряд состоит из цилиндрической головной части 1, ракетной части 2 и хвостового оперения 3. Передний торец головной части 1 выполнен в виде плоского диска 4 диаметром d_д с плавным переходом к цилиндрической части по оживальной образующей 5. Ракетная часть 2 обнижена до диаметра d_рч. Хвостовое оперение 3 расположено на удалении х_оп от центра масс снаряда 6. Переход от головной части 1 к ракетной части 2 выполнен в виде каскадного понижения А, состоящего из 3-5 конических понижений 7 с углом полураствора конуса γ.A two-medium missile consists of a cylindrical head part 1, a missile part 2 and a tail unit 3. The front end of the head part 1 is made in the form of a flat disk 4 with a diameter d _d with a smooth transition to the cylindrical part along the live part 5. Missile part 2 is reduced to a diameter d _rch The tail unit 3 is located at a distance x _op from the center of mass of the projectile 6. The transition from the head part 1 to the missile part 2 is made in the form of a cascade lowering A, consisting of 3-5 conical depressions 7 with a half-angle of the cone γ.

Предлагаемый двухсредный реактивный снаряд функционирует следующим образом.The proposed two-medium missile operates as follows.

После выхода из направляющей снаряд под действием реактивной силы разгоняется и движется по баллистической траектории в направлении цели под действием аэродинамических и инерционных сил. За счет выполнения плавного перехода от плоского диска 4 к цилиндрическому корпусу головной части 1 по оживальной образующей 5 происходит снижение аэродинамического сопротивления на воздушном участке траектории. Воздушный поток, обтекая цилиндрическую головную часть 1, благодаря каскадному обнижению А, выполненному в виде 3-5 конических понижений 7, плавно без образования зон разряжения и турбулентности перетекает на ракетную часть 2, что также приводит к снижению сопротивлния. Аэродинамическая сила донного сопротивления также снижается за счет уменьшения диаметра ракетной части 2. Удаление хвостового оперения 3 от центра масс снаряда 6 на расстояние х_оп позволяет создать стабилизирующий момент, величина которого достаточна для обеспечения устойчивого движения на воздушном участке траектории во всем полетном диапазоне скоростей. При встрече с водной поверхностью 8 двухсредный реактивный снаряд переходит в режим кавитационного обтекания, который обеспечивается притуплением в форме плоского диска 4 на переднем торце головной части 1 снаряда. Созданная в результате обтекания диска 4 каверна 9 полностью вмещает в себя реактивный снаряд, тем самым обеспечивая повышенную скорость движения на подводном участке траектории.After exiting the guiding projectile under the influence of reactive force, it accelerates and moves along a ballistic trajectory in the direction of the target under the influence of aerodynamic and inertial forces. Due to the implementation of a smooth transition from a flat disk 4 to the cylindrical body of the head part 1 along the vivid generatrix 5, the aerodynamic drag in the air section of the trajectory decreases. Due to the cascade lowering A, made in the form of 3-5 conical depressions 7, the air flow flowing around the cylindrical head part 1 flows smoothly without formation of rarefaction and turbulence zones onto the rocket part 2, which also leads to a decrease in resistance. The aerodynamic force of the bottom drag is also reduced by reducing the diameter of the missile part 2. Removing the tail unit 3 from the center of mass of the projectile 6 by a distance x _opt allows you to create a stabilizing moment, the value of which is sufficient to ensure stable movement in the air section of the trajectory throughout the flight speed range. When meeting with the water surface 8, a two-medium projectile goes into cavitation flow mode, which is achieved by blunting in the form of a flat disk 4 at the front end of the head part 1 of the projectile. The cavity 9 created as a result of the flow around the disk 4 completely accommodates a missile, thereby providing an increased speed of movement in the underwater section of the trajectory.

Таким образом, реализация предложенных технических решений позволяет за счет снижения аэродинамического сопротивления повысить дельность стрельбы за счет повышения устойчивости движения повысить кучность стрельбы и за счет повышенной скорости движения на подводном участке траектории повысить боевую эффективность.Thus, the implementation of the proposed technical solutions allows, by reducing aerodynamic drag, to increase the firing range by increasing the stability of the movement to increase the accuracy of fire and due to the increased speed in the underwater section of the trajectory to increase combat efficiency.

Указанный положительный эффект подтвержден летно-конструкторскими испытаниями образцов двухсредных реактивных снарядов, выполненных в соответствии с предполагаемой полезной моделью.The indicated positive effect is confirmed by flight design tests of samples of two-medium rockets made in accordance with the proposed utility model.

В настоящее время разработана рабочая конструкторская документация, изготовлена партия двухсредных реактивных снарядов предлагаемой конструкции.Currently, working design documentation has been developed, a batch of two-medium projectiles of the proposed design has been manufactured.

Claims (1)

Двухсредный реактивный снаряд, состоящий из цилиндрической головной части, ракетной части и хвостового оперения, отличающийся тем, что передний торец головной части выполнен в виде плоского диска диаметром d_д=(0,07-0,08)L с плавным переходом к цилиндрической части по оживальной образующей, ракетная часть обнижена до диаметра d_рч=(0,7-0,9)D, а хвостовое оперение расположено на удалении x_оп=(0,45-0,55)L от центра масс снаряда, при этом переход от головной части к ракетной выполнен каскадом в виде 3-5 конических понижений с углом полураствора конуса γ=5-30° каждый, где L - длина снаряда, D - диаметр Миделевого сечения снаряда.A two-medium missile consisting of a cylindrical head part, a missile part and a tail unit, characterized in that the front end of the head part is made in the form of a flat disk with a diameter d _d = (0.07-0.08) L with a smooth transition to the cylindrical part along of the lively generatrix, the missile part is reduced to a diameter d _rh = (0.7-0.9) D, and the tail unit is located at a distance x _op = (0.45-0.55) L from the center of mass of the projectile, with the transition from the head part to the rocket is made in cascade in the form of 3-5 conical depressions with a half-angle of the cone γ = 5-30 ° each, where L is the length of the projectile, D is the diameter of the mid-section of the projectile.

Images