управляемый артиллерийский снаряд

Формула изобретения

Управляемый артиллерийский снаряд, содержащий корпус и раскрывающиеся через пазы корпуса поворотные аэродинамические рули, отличающийся тем, что в раскрытом положении бортовая кромка каждого руля размещена в пазу корпуса, при этом угол скоса задней кромки руля выполнен не большим удвоенного максимального угла его отклонения, а ширина паза - не меньше величины

h 2Lsin_m+cos_m,

где h - ширина паза;

L - удаление точки пересечения задней кромки руля с образующей корпуса от оси вращения руля;

- толщина задней кромки руля;

_m - максимальный угол отклонения руля.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в управляемых ракетах и артиллерийских снарядах (УАС) с поворотными аэродинамическими рулями.

Известна ракета [1], имеющая передние концевые аэродинамические рули и хвостовые стабилизаторы, по меньшей мере часть которых расположена внутри радиально относительно рулей. Удалением рулей от корпуса в этой ракете достигается повышение аэродинамической эффективности стабилизаторов (уменьшается скос потока от рулей). Однако при этом существенно снижается аэродинамическая эффективность рулей за счет снижения их интерференции с корпусом ракеты.

Наиболее близок к заявляемому УАС по совокупности существенных признаков УАС "Коперхэд" [2], в котором складывающиеся через пазы корпуса хвостового отсека аэродинамические рули раскрываются после выхода снаряда из ствола орудия под действием центробежных сил. При этом между бортовой хордой раскрытых рулей и корпусом УАС образуются щелевые зазоры, необходимые для поворота рулей относительно корпуса. Наличие этих зазоров отрицательно сказывается на аэродинамической эффективности рулей из-за уменьшения интерференции с корпусом УАС и перетекания воздуха между их поверхностями по кромке бортовой хорды.

Решаемая заявляемым УАС задача - повышение точности наведения УАС на цель за счет повышения эффективности аэродинамического управления без увеличения несущей площади рулей.

Для решения этой задачи в УАС, содержащем корпус и раскрывающиеся через пазы корпуса поворотные аэродинамические рули, бортовая кромка каждого руля в его раскрытом положении размещена в пазу корпуса. При этом угол скоса задней кромки руля выполнен не большим его удвоенного максимального угла отклонения, а ширина паза - не меньше величины h2Lsin_m+cos_m, где h - ширина паза, L - удаление точки пересечения задней кромки руля с образующей корпуса от оси вращения руля, - толщина задней кромки руля, _m - максимальный угол отклонения руля.

Конструкция заявляемого УАС пояснена чертежами, где на фиг. 1 представлен разрез корпуса снаряда с раскрытым аэродинамическим рулем, на фиг. 2 - вид А на паз корпуса при не отклоненном руле, а на фиг. 3 - вид А на паз корпуса при повернутом на максимальный угол руле.

В корпусе 1 УАС закреплено основание 2, в радиальных отверстиях которого установлены приводные валы 3. В торцевых пазах приводных валов 3 на осях складывания 4 установлены рули 5. За счет угла скоса задней кромки руля 5 ее толщина меньше максимальной толщины руля. В процессе управления УАС руль 5 отклоняется на максимальный угол _m, поворачиваясь относительно оси приводного вала 3 в пазу корпуса 1, при этом бортовая кромка руля 5 размещена в пазу корпуса и перемещается в нем, поворачиваясь относительно оси руля по максимальному радиусу, соответствующему расстоянию L - удалению точки пересечения задней кромки руля с образующей корпуса от оси вращения руля.

При таком размещении бортовой кромки отсутствует щель между рулем 5 и корпусом 1, что способствует повышению несущей способности комбинации корпус-руль за счет увеличения интерференции между элементами этой комбинации.

Ввиду того что наличие пазов отрицательно влияет на прочность корпуса 1, являющегося в УАС основным несущим элементом, воспринимающим нагрузку инерционных масс, закрепленных на нем функциональных блоков при действии ствольных ускорений, ширина пазов в заявляемом УАС выбирается минимально возможной исходя из геометрических размеров и максимального угла поворота руля.

Известно, что центр давления результирующей аэродинамической силы находится на расстоянии 25-50% от передней кромки руля. Поэтому с целью снижения аэродинамического шарнирного момента, нагружающего рулевой привод, в этом диапазоне располагают и ось вращения руля. Следовательно, по наибольшему радиусу при отклонении руля вращается его задняя кромка, перемещение которой и определяет потребную ширину паза корпуса 1 в заявляемом устройстве. Выполнение угла скоса задней кромки не большим удвоенного максимального угла отклонения руля (2_m) обеспечивает однозначность этого определения. В противном случае потребная ширина будет больше, так как ее будет определять точка перегиба профиля руля у задней кромки (точка начала скоса задней кромки руля). При выполнении данного ограничения на угол скоса задней кромки руля ширину паза корпуса 1 оптимизирует приведенная ранее зависимость: если ширина паза h равна значению, вычисленному по этой зависимости, то стенки паза корпуса 1 будут выполнять роль ограничительных упоров руля; если ширина паза h больше значения, вычисленного по этой зависимости, то между станками паза и отклоненным на максимальный угол рулем будет иметь место зазор, величина которого выбирается из конструктивных соображений.

Следует отметить, что для управления УАС, отличающихся от управляемых ракет большей массой, применяются, как правило, прямоугольные в плане рули большого удлинения (> 3,5), максимальная аэродинамическая эффективность которых достигается при углах отклонения 5-7^o. При таких углах отклонения руля требуемая ширина паза, выбираемая в соответствии с вышеизложенной методикой, обеспечивает достижение необходимой прочности корпуса УАС.

Таким образом, заявляемый УАС обеспечивает решение ранее поставленной задачи: повышение точности наведения УАС на цель за счет повышения эффективности аэродинамического управления без увеличения несущей площади рулей.

Источники информации

1. Ракета. Патент Великобритании N 1585049, НКИ F 3 A; 3 МПК F 42 B 15/027, 5 МПК F 42 B 10/00.

2. Р. А. Налк, Х.Л. Пастрик, Ф.А. Моррисон. Разработка полуактивной лазерной системы наведения снаряда "Коперхэд". Ракетная техника и космонавтика, т. 18, N 2, 1980, с. 128-138.