RU2354922C1 - Controlled projectile - Google Patents
Controlled projectile Download PDFInfo
- Publication number
- RU2354922C1 RU2354922C1 RU2007132029/02A RU2007132029A RU2354922C1 RU 2354922 C1 RU2354922 C1 RU 2354922C1 RU 2007132029/02 A RU2007132029/02 A RU 2007132029/02A RU 2007132029 A RU2007132029 A RU 2007132029A RU 2354922 C1 RU2354922 C1 RU 2354922C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- air intake
- projectile
- rudder
- steering wheel
- steering
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области вооружения, в частности к области управляемых снарядов, и может быть использовано в конструкциях ракет, выполненных по аэродинамической схеме «утка».The invention relates to the field of weapons, in particular to the field of guided missiles, and can be used in the design of missiles made according to the aerodynamic scheme "duck".
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].Known guided missile 9M117 [Technical description and operating instructions, 3UBK 10.00.00.000.TO. M .: Military Publishing House, 1987, p.10 ... 12], adopted as a prototype [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.A guided projectile [1] consists of an air-dynamic steering gear with an air intake in the bow and aerodynamic controls - rudders, warhead, main engine, stabilizer block, equipment compartment.
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.The disadvantage of this design is the insufficiently high efficiency of the air-dynamic steering gear due to the inefficient design of the rudders and the air intake installed in the bow of the shell. The bearing capacity of the rudders of large elongation is limited due to the nonlinear nature of the aerodynamic force and the moment of the rudders from the angles of attack and deviation of the rudders. In addition, large articulated moments on the rudders due to the spread of the center of pressure along the angles of deviation of the rudders and the angles of attack of the projectile do not allow to increase the area of the rudders to increase the available overload of the projectile. The air intake located in the bow of the hull does not allow optimal use of the warhead for installing an additional warhead (leader) in order to increase armor penetration in anti-tank guided missiles, and in guided missiles with a homing system - installation of a homing head.
Задачей данного изобретения является повышение эффективности управления снаряда за счет повышения эффективности аэродинамических органов управления - рулей и упрощение конструкции носовой части корпуса.The objective of the invention is to increase the efficiency of projectile control by increasing the efficiency of aerodynamic controls - rudders and simplifying the design of the bow of the hull.
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.In this technical proposal, an increase in projectile control efficiency is achieved by increasing the available overload, reducing the articulated loads on the steering wheel, increasing the maximum projectile range by increasing the efficiency of aerodynamic controls at large effective angles of attack. The implementation of the air intake in the form of aerodynamic surfaces on the side surface in front of the steering wheel with a variable sweep angle leads to an increase in the lifting force of the steering wheel at large angles of attack. In addition, the design parameters of the air intake ensure the efficient operation of the air-dynamic steering gear. Moreover, the most effective control of the projectile is achieved by the optimal choice of the ratio of the geometric parameters of the steering wheel and the air intake.
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.The solution to the problem lies in the fact that in the guided projectile, made according to the aerodynamic scheme "duck", containing an air-dynamic steering gear in the head compartment of the body on the head fairing of the shell of the shell before the steering wheel, side air intakes are installed in the form of box-shaped biplane carriers surfaces with air intake through the inlet window, made with a ratio of the height and width of the window as 0.9 ... 1.1. The steering console is made with a variable sweep angle along the leading edge, namely, with an angle of 0 degrees from the side chord to 0.3 ... 0.4 of the span of one console, then with a sweep angle of 55 ... 60 degrees to the full extent of the steering console. The ratio of the span of the air intake console to the steering console is made as 0.3 ... 0.4, the ratio of the airborne chords of the air intake and the steering wheel is 0.3 ... 1.0, and the distance to the front edge of the steering wheel from the air intake is 0.7 ... 1.5 side chord lengths of the steering wheel.
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.Compared with the prototype, in the presence of common design features and properties, a guided projectile with the proposed design allows to increase control efficiency, increase the ballistic characteristics of the projectile, simplify the design of the air intake, and optimally use the layout of the head compartment.
Иллюстрации, поясняющие принцип действия предлагаемого решения, приведены на фиг.1…5.Illustrations explaining the principle of action of the proposed solution are shown in figure 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.A guided projectile of the proposed design, is shown in FIGS. 1, 2, FIG. 3 is a graph of the dependence of the rudder lift on the effective angle of attack, FIG. 4 is a graph of the variation in the center of pressure of the steering wheel from the effective angle of attack, and FIG. the dependence of the lifting force of the steering wheel obtained by the results of tests in a wind tunnel at various flow rates.
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.A guided projectile of the proposed design, [figure 1] consists of an air-dynamic steering gear 1, an
На фиг.3: 1 - кривая зависимости Cy=ƒ(αэф) руля прототипа, 2 - руля с переменным углом стреловидности, 3 - руля с переменным углом стреловидности с боковым воздухозаборником перед рулем.Figure 3: 1 - dependence curve C y = ƒ (α eff ) of the prototype steering wheel, 2 - steering wheel with a variable sweep angle, 3 - steering wheel with a variable sweep angle with a side air intake in front of the steering wheel.
На фиг.4: 1 - кривая зависимости разбежки центра давления руля прототипа, 2 - предлагаемой конструкции.In Fig.4: 1 is a curve of the spacing of the center of pressure of the rudder of the prototype, 2 - of the proposed design.
На фиг.5: 1 - кривая зависимости Cy=ƒ(αэф) руля предлагаемой конструкции, 2 - кривая зависимости Cy=ƒ(αэф) руля с воздухозаборником.In Fig. 5: 1 is a curve of the dependence C y = ƒ (α eff ) of the steering wheel of the proposed design, 2 is a curve of the dependence C y = ƒ (α eff ) of the steering wheel with an air intake.
Обозначения, приведенные на фиг.2, 3, 4, 5, характеризуют геометрические параметры руля и воздухозаборника:The designations shown in figure 2, 3, 4, 5, characterize the geometric parameters of the steering wheel and air intake:
Lр, Lвз - размах консоли руля и воздухозаборника;L p , L vz - the span of the steering wheel console and air intake;
L′р - размах с нулевой стреловидностью по передней кромке консоли руля;L ′ p - span with zero sweep along the leading edge of the steering wheel console;
Вр Bвз - бортовая хорда руля и воздухозаборника;In p B vz - onboard chord of the steering wheel and air intake;
Hвз - ширина (расстояние между планами) воздухозаборника;H b - the width (distance between the plans) of the air intake;
Хdp - центр давления руля;X dp is the center of pressure of the steering wheel;
Хop - ось вращения руля;X op - axis of rotation of the steering wheel;
ΔХdp - изменение разбежки (расстояние между центром давления и осью вращения руля) центра давления руля от угла αэф, - разбежка центра давления отнесенная к бортовой хорде руля;ΔX dp - change in the spacing (distance between the center of pressure and the axis of rotation of the rudder) of the center of pressure of the rudder from the angle α eff , - the breakdown of the center of pressure related to the side chord of the steering wheel;
χ - угол стреловидности по передней кромке;χ is the sweep angle along the leading edge;
Хвз - расстояние до передней кромки руля от воздухозаборника;X b - the distance to the leading edge of the steering wheel from the air intake;
М - число Маха (скоростной поток в аэродинамической трубе);M - Mach number (high-speed flow in the wind tunnel);
αэф - эффективный угол атаки, αэф=Kα·α+δp,α eff - effective angle of attack, α eff = K α · α + δ p ,
где α - угол атаки снаряда;where α is the angle of attack of the projectile;
δp - угол отклонения руля;δ p - steering angle;
Kα - коэффициент интерференции корпуса на руль.K α - interference coefficient of the housing on the steering wheel.
В полете управляемый снаряд при отклонении руля на угол δp разворачивается вокруг центра масс на угол атаки αсн. При этом руль находится под углом αсн и δр, т.е. под эффективным углом αэф. 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=р12…15 градусов, α=18…22 градусов). На снарядах с предлагаемой конструкцией руля с воздухозаборником линейная зависимость подъемной силы от углов αэф растет до 26…32 градусов (αсн=8…12 градусов, δр=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.In flight, a guided projectile when the rudder is deflected by an angle δ p is rotated around the center of mass at the angle of attack α sn . In this case, the steering wheel is at an angle α sn and δ p , i.e. at an effective angle α eff . For guided projectiles (anti-tank, anti-aircraft), made according to the "duck" scheme, the range of flight angles of attack at angles of rudder deflection of 13 ... 16 degrees is 4 ... 6 degrees. On shells with rudders shown in the prototype, restrictions on the angle of attack occurs from 4 ... 5 degrees (δ = p 12 ... 15 degrees, α = 18 ... 22 degrees). On shells with the proposed design of the steering wheel with an air intake, the linear dependence of the lifting force on the angles α eff increases to 26 ... 32 degrees (α sn = 8 ... 12 degrees, δ p = 18 ... 20 degrees). The value of the spacing of the center of pressure is even lower than on the prototype. As a result, the projectile without changing energy and mass characteristics increases the available overload, and the articulated loads are reduced.
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.So, the execution on the side surface of the head compartment of the air intake in front of the steering wheel, the design of the steering wheel with a variable sweep angle along the leading edge increases the efficiency of projectile control. In this proposal, the air intake design, on the one hand, affects the increase in rudder efficiency, on the other hand, the side air intakes provide air-dynamic steering gear flow.
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.The conducted aerodynamic and flight tests made it possible to determine the optimal geometric characteristics, as well as the optimal ratio of the rudder and air intake and their relative position on the shell of the projectile. This design with optimal geometric parameters, used on a 9M117 guided anti-tank missile (prototype), increases available overload by 1.3 ... 1.5 times, which provides an increase of 15 ... 20% of the maximum flight range. At the same time, due to the installation of an additional warhead (leader) in the bow of the shell of the shell increases armor penetration.
Применение в конструкции противотанковых снарядов данного технического предложения позволило повысить эффективность управления, повысить аэробаллистические характеристики снаряда.The use of this technical proposal in the construction of anti-tank shells made it possible to increase control efficiency and increase the aeroballistic characteristics of the shell.
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».Comparison of the claimed technical solution with the prototype made it possible to establish compliance with their criterion of "novelty." In the study of other well-known technical solutions in this technical field, signs that distinguish the claimed invention from the prototype were not identified, and therefore they provide the claimed technical solution with the criterion of "significant differences".
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2007132029/02A RU2354922C1 (en) | 2007-08-23 | 2007-08-23 | Controlled projectile |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2007132029/02A RU2354922C1 (en) | 2007-08-23 | 2007-08-23 | Controlled projectile |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2354922C1 true RU2354922C1 (en) | 2009-05-10 |
Family
ID=41020062
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2007132029/02A RU2354922C1 (en) | 2007-08-23 | 2007-08-23 | Controlled projectile |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2354922C1 (en) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2645322C1 (en) * | 2016-12-28 | 2018-02-20 | Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Guided projectile |
RU2669979C1 (en) * | 2017-12-07 | 2018-10-17 | Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Controlled projectile, steering drive group of controlled projectile, pneumatic distribution device of steering drive of controlled projectile, mechanism of initiation of steering drive of controlled projectile |
RU2814708C1 (en) * | 2023-08-22 | 2024-03-04 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" им. А.Н. Ганичева" | Noses of spin-stabilized missiles |
-
2007
- 2007-08-23 RU RU2007132029/02A patent/RU2354922C1/en active
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2645322C1 (en) * | 2016-12-28 | 2018-02-20 | Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Guided projectile |
RU2669979C1 (en) * | 2017-12-07 | 2018-10-17 | Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Controlled projectile, steering drive group of controlled projectile, pneumatic distribution device of steering drive of controlled projectile, mechanism of initiation of steering drive of controlled projectile |
RU2814708C1 (en) * | 2023-08-22 | 2024-03-04 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" им. А.Н. Ганичева" | Noses of spin-stabilized missiles |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN105910495B (en) | The missile weapon system method for designing towards efficiency based on performance indications | |
CA2031283C (en) | Spoiler torque controlled supersonic missile | |
RU2354922C1 (en) | Controlled projectile | |
WO2021015645A1 (en) | Missile | |
RU2439476C2 (en) | Counterair missile | |
RU2599270C2 (en) | Cruise missile-surface effect craft (cmsec) | |
RU2291381C1 (en) | Guided missile (modifications) | |
RU2537357C1 (en) | Guided shell | |
RU2459177C1 (en) | Supersonic controlled projectile | |
Barrett | Adaptive aerostructures: the first decade of flight on uninhabited aerial vehicles | |
RU2645322C1 (en) | Guided projectile | |
Schumacher et al. | Guided Munition Adaptive Trim Actuation System for Aerial Gunnery | |
RU2135946C1 (en) | Guided missile | |
RU2358233C1 (en) | Guided projectile | |
RU2806859C1 (en) | Hypersonic missile | |
RU2809446C1 (en) | Supersonic spin-stabilized missile | |
RU2343397C2 (en) | Rocket missile | |
Schumacher et al. | Effectiveness Enhancement of Medium Caliber Munitions for Aerial Combat | |
RU2288436C1 (en) | Guided projectile | |
RU2790653C1 (en) | Rocket stabilizer | |
RU2814624C1 (en) | Missile stabilizer | |
RU2790655C1 (en) | Rocket projectile stabilizer | |
RU2328695C2 (en) | Supersonic jet shell fin | |
RU2133443C1 (en) | Guided missile | |
RU2302606C1 (en) | Guides missile |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20150903 |
|
QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180905 Effective date: 20180905 |
|
QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180905 Effective date: 20210525 |