Ракетный комплекс залпового огня

 

Использование: военная техника, в частности ракетное вооружение сухопутных войск. Использование: ракетный комплекс залпового огня, содержащий пусковую установку с пакетом трубчатых направляющих, выполненных с внутренними винтовыми пазами, и размещенные в направляющих ракеты. Каждая ракета снабжена газодинамической системой угловой стабилизации, раскрывающимся аэродинамическим стабилизатором, центрирующими утолщениями и ведущими штифтами, взаимодействующими с внутренними поверхностями направляющей и винтовых пазов соответственно. Переднее центрирующее утолщение ракеты выполнено в районе ее центра масс на расстоянии от него вдоль продольной оси, не превышающем калибра ракеты. Сопла газодинамической системы угловой стабилизации и ведущие штифты размещены в плоскостях поперечного сечения ракеты, расположенных соответственно перед передним центрирующим утолщением и за передним центрирующим утолщением на расстояниях разность которых соответствует соотношению: , при этом угол подъема соответствующих штифтам винтовых пазов находится в пределах: = (2...3) D/V, местах их выхода на дульный срез направляющей выполнены в секторах, составляющих 0,9-1,1 оборота ракеты от первоначального положения, а количество ведущих штифтов ракеты определено по соотношению: n = (0,6-0,8)R/m, где D - калибр ракеты; m - средняя за время движения по направляющей масса ракеты; L_шт - расстояние от переднего центрирующего утолщения до поперечной плоскости, проходящей через оси ведущих штифтов; L_сус - расстояние от переднего центрирующего утолщения до плоскости действия управляющей силы газодинамической системы угловой стабилизации; n - количество ведущих штифтов ракеты и соответствующих им винтовых пазов направляющей; - угол подъема винтовых пазов направляющих; R - средняя за время движения по направляющей величина тяги, создаваемой двигателем ракеты; w - расчетная угловая частота собственных колебаний ракеты; V - линейная скорость ракеты в момент потери контакта с направляющей. 4 ил.

Изобретение относится к ракетным комплексам (реактивным системам) залпового огня с ракетами, снабженными, преимущественно, газодинамическими системами управления (стабилизации), предназначенных для вооружения сухопутных войск и может найти широкое применение в области ракетной техники.

Объект изобретения представляет собой дальнобойный ракетный комплекс залпового огня с повышенной кучностью стрельбы, предназначенный для ракетно-артиллерийских частей.

Для успешной борьбы со многими наземными целями в настоящее время широко применяются реактивные системы залпового огня. В состав каждой из систем входят пусковая установка с пакетом трубчатых направляющих, выполненных с внутренними винтовыми пазами, и размещенные в направляющих реактивные снаряды, каждый из которых снабжен аэродинамическим стабилизатором, центрирующими утолщениями и ведущим штифтом, взаимодействующими с внутренними поверхностями направляющей и винтовых пазов соответственно. При запуске реактивного снаряда за счет взаимодействия его ведущего штифта с внутренними поверхностями винтового паза направляющей осуществляется начальная закрутка снаряда, поддерживаемая на траектории полета косопоставленными лопастями аэродинамического стабилизатора. Проворот снаряда позволяет осреднить газодинамический эксцентриситет его двигателя и аэродинамический эксцентриситет снаряда в целом, обеспечивая повышение характеристик кучности стрельбы по сравнению с непроворачивающимися снарядами. Указанные реактивные системы залпового огня решают задачу поражения наземных целей на дальностях до 25 км. Достоинствами реактивных систем залпового огня (РСЗО) являются возможность нанесения внезапного массированного удара по групповым целям и площадям, большая плотность огня, простота конструкции, обслуживания и боевого применения.

Однако постоянно возрастающие требования по надежности поражения целей выдвигают задачи по совершенствованию реактивных систем залпового огня в направлении повышения дальности и характеристик кучности стрельбы.

Поэтому при создании новых образцов данного вида вооружений, одновременно с мероприятиями по увеличению дальности стрельбы увеличению полного импульса тяги, создаваемого двигательной установкой, осуществлялись мероприятия по улучшению кучности стрельбы за счет установления оптимальных соотношений геометрических размеров отдельных узлов и деталей снаряда и пусковой установки (без существенных их конструктивных изменений).

Так, известна реактивная система залпового огня "Ураган", обеспечивающая высокую эффективность поражения целей на дальностях до 35 км (см. например, "За "Градом" ждите "Ураган", Истоки, N 2 (15), 1992), принятая за аналог. Она содержит боевую машину с пакетом трубчатых направляющих, выполненных с внутренними винтовыми пазами, и размещенные в направляющих неуправляемые реактивные снаряды, каждый из которых снабжен реактивным двигателем на высокоимпульсном баллиститном твердом ракетном топливе, аэродинамическим стабилизатором, центрирующими утолщениями и ведущим штифтом, взаимодействующими с внутренними поверхностями направляющей и винтовых пазов соответственно. Для повышения характеристик кучности стрельбы указанная система выполнена со снарядом, угол наклона лопастей аэродинамического стабилизатора которого к продольной оси снаряда выбран равным 0,3-0.5 калибра снаряда, отнесенного к его длине, а отношение угла наклона лопастей аэродинамического стабилизатора к продольной оси снаряда к углу подъема винтового паза направляющей составляет 10-25 отношения калибра снаряда к длине направляющей, при этом система "Ураган" имеет приемлемые характеристики кучности стрельбы и удовлетворительно решает задачу по отражению наземных целей на дальностях до 35 км.

В то же время, при дальнейшем увеличении дальности стрельбы, достигнутые для этой системы характеристики кучности стрельбы (величина отклонения точек падения снарядов залпа от центра их группирования) не обеспечивают достаточно эффективного поражения целей. Проведенные экспериментально теоретические исследования по дальнейшей оптимизации соотношений геометрических параметров узлов снаряда и направляющей заметных результатов по улучшению характеристик кучности стрельбы системы не дали.

Общими признаками с предлагаемым авторами ракетным комплексом является наличие в составе системы аналога пусковой установки с пакетом трубчатых направляющих, выполненных с внутренними винтовыми пазами, и размещенных в направляющих реактивных снарядов (ракет), каждый из которых снабжен аэродинамическим стабилизатором с раскрывающимися после выхода из направляющей лопастями, центрирующими утолщениями и ведущим штифтом, взаимодействующими с внутренними поверхностями направляющей и винтовых пазов соответственно.

В то же время, для повышения эффективности стрельбы ракетами широко применяются различные системы управления (стабилизации траектории), обеспечивающие приемлемые характеристики точности и кучности стрельбы в широком диапазоне дальностей полета.

Поэтому, наиболее близкой по технической сущности и достигаемому техническому эффекту к изобретению является дальнобойная реактивная система залпового огня "Смерч" (см. например, журнал "Military Parade", М. АО "Милитэри Перейд", may-june 1994, р.22-27 /120-121/), принятая за прототип. Она содержит самоходную пусковую установку с пакетом трубчатых направляющих, выполненных с внутренними винтовыми пазами, и размещенные в направляющих реактивные снаряды, каждый из которых снабжен центрирующими утолщениями и ведущим штифтом, и включает газодинамическую систему угловой стабилизации, ракетный двигатель на высокоимпульсном смесевом твердом ракетном топливе, боевую часть и аэродинамический стабилизатор с раскрывающимися после выхода из направляющей косопоставленными лопастями, при этом центрирующие утолщения и штифт снаряда взаимодействуют с внутренними поверхностями направляющей и винтовых пазов соответственно.

Комплекс, принятый за прототип, функционирует следующим образом. При старте реактивного снаряда одновременно запускаются его двигатель и газодинамическая система угловой стабилизации. Перемещение снаряда в направляющей осуществляется на его центрирующих утолщениях, наружные поверхности которых взаимодействуют с внутренней поверхностью направляющей. За счет взаимодействия ведущих штифтов снарядов с внутренними поверхностями винтовых пазов направляющей осуществляется закрутка реактивных снарядов вокруг их продольной оси, необходимая для осреднения эксцентриситета реактивной силы двигателя снаряда и соответствующего уменьшения бокового отклонения снаряда. За счет истечения газа по нормали к продольной оси снаряда газодинамическая система угловой стабилизации создает корректирующее усилие, значение которого соответствует величине возмущающей силы, а направление действия направлению, противоположному направлению действия возмущающей силы. Полученные таким образом газодинамические управляющие силы (аэродинамическое управление малоэффективно из-за малых скоростей полета реактивных снарядов на критическом участке до набора снарядом сверхзвуковой скорости полета), в значительной степени парирует траекторные возмущения и радикально снижает техническое рассеивание на критическом участке и существенно улучшает характеристики кучности стрельбы, обеспечивая их уровень, достигнутый для РСЗО "Ураган" до дальностей стрельбы порядка 60 км.

Однако так как эффективность действия газодинамических управляющих сил до покидания реактивным снарядом РСЗО "Смерч" направляющей значительно ниже, чем в автономном полете, в техническом рассеивании снарядов начинают доминировать возмущения стартового участка, которые вместе с траекторными возмущениями критического участка определяют характеристики кучности стрельбы.

Исходя из этого к недостаткам известной системы следует отнести следующие.

При определенных совпадениях полей допусков (погрешностей изготовления) элементов комплекса возникает значительная вероятность совпадения частот модуляции (частот вращения снаряда) и частот собственных колебаний снаряда, что приводит к возникновению положительных обратных связей в системе управления, вызывающих раскачку снарядов и приводящих к резкому (в 1,5-2 раза) ухудшению характеристик кучности стрельбы.

При вращении снаряда формирование корректирующего усилия происходит в связанной (вращающейся) со снарядом системе координат, поэтому для компенсации возмущения необходимо производить переключение корректирующего усилия с частотой вращения снаряда для обеспечения совпадения оси действия управляющего усилия с плоскостью действия возмущения. Вследствие наличия индивидуальных инструментальных ошибок изготовления измерительных и исполнительных органов газодинамической системы угловой стабилизации, а также разброса параметров переходных процессов суммарное корректирующее усилие от снаряда к снаряду имеет разброс, приводящий к дополнительному рассеиванию снарядов и ухудшению кучности стрельбы в целом.

В момент выхода переднего центрирующего утолщения за дульный срез направляющей снаряд получает в плоскости продольного движения дополнительную степень свободы относительно направляющей, в результате чего возникает неуравновешенность сил и их моментов, действующих на снаряд при его движении в направляющей до момента схода, вследствие чего начинается процесс формирования углового отклонения продольной оси реактивного снаряда. Интенсивность этого процесса, определяющая величину технического рассеивания реактивного снаряда, тем больше, чем больше дисбаланс сил и соответствующих им моментов, действующих на реактивный снаряд при его сложном вращательно-поступательном движении в направляющей.

Указанная неуравновешенность усугубляется еще и сосредоточением силы реакции штифта в зоне его расположения на снаряде и месте прохождения по винтовому пазу.

Описанные явления значительно снижают эффект применения газодинамической системы угловой стабилизации.

Общими признаками с предлагаемым ракетным комплексом являются пусковая установка с пакетом трубчатых направляющих, выполненных с внутренними винтовыми пазами, и размещенные в направляющих ракеты (реактивные снаряды), каждая из которых снабжена газодинамической системой угловой стабилизации и раскрывающимся после выхода из направляющей аэродинамическим стабилизатором, центрирующими утолщениями и ведущими штифтами, взаимодействующими с внутренними поверхностями направляющей и винтовых пазов соответственно.

В отличие от прототипа в предлагаемом ракетном комплексе переднее центрирующее утолщение ракеты выполнено в районе ее центра масс на расстоянии от него вдоль продольной оси ракеты, не превышающем калибра, при этом сопла газодинамической системы угловой стабилизации и ведущие штифты размещены в плоскостях поперечного сечения ракеты, расположенных соответственно перед передним центрирующим утолщением и за передним центрирующим утолщением на расстояниях, разность между которыми определена соотношением: , причем угол подъема соответствующих штифтам винтовых пазов находится в пределах места их выхода на дульный срез направляющей выполнены в секторах, составляющих 0,9-1,1 оборота ракеты от первоначального положения, а количество ведущих штифтов ракеты определено по соотношению: где D калибр ракеты; m средняя за время движения по направляющей масса ракеты; L_шт расстояние от переднего центрирующего утолщения до поперечной плоскости, проходящей через оси ведущих штифтов; L_сус расстояние от переднего центрирующего утолщения до плоскости действия управляющей силы газодинамической системы угловой стабилизации; n количество ведущих штифтов ракеты и соответствующих им винтовых пазов направляющей;
угол подъема винтовых пазов направляющих;
R средняя за время движения по направляющей величина тяги, создаваемой двигателем ракеты;
w расчетная угловая частота собственных колебаний ракеты;
V линейная скорость ракеты в момент потери контакта с направляющей.

Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.

Целью изобретения является создание ракетного комплекса, обеспечивающего за счет максимально возможного парирования возмущений как на критическом участке траектории, так и на стартовом (до потери механического контакта с направляющей) участке, улучшение характеристик кучности стрельбы и, следовательно, эффективности поражения целей.

Это достигается тем, что в ракетном комплексе, включающем пусковую установку с пакетом трубчатых направляющих, выполненных с внутренними винтовыми пазами и размещенные в направляющих ракеты (реактивные снаряды), каждая из которых снабжена газодинамической системой угловой стабилизации, раскрывающимся после выхода из направляющей аэродинамическим стабилизатором, центрирующими утолщениями и ведущими штифтами, взаимодействующими с внутренними поверхностями направляющей и винтовых пазов соответственно, в отличие от прототипа, согласно изобретению переднее центрирующее утолщение ракеты выполнено в районе ее центра масс на расстоянии от него вдоль продольной оси ракеты, не превышающем калибра, при этом сопла газодинамической системы угловой стабилизации и ведущие штифты размещены в плоскостях поперечного сечения ракеты, расположенных соответственно перед передним центрирующим утолщением и за передним центрирующим утолщением на расстояниях, разность которых определена соотношением:
,
причем угол подъема соответствующих штифтам винтовых пазов находится в пределах
места их выхода на дульный срез направляющей выполнены в секторах, составляющих 0,9-1,1 оборота ракеты от первоначального положения, а количество ведущих штифтов ракеты определено по соотношению:
,
Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг.1 изображен общий вид ракетного комплекса; на фиг. 2 вид по стрелке А; на фиг.3 график 1 зависимости кучности стрельбы от величины угла подъема винтовых пазов направляющей, график 2 расположения мест выхода винтовых пазов на дульный срез направляющей, график 3 соотношения разности расстояний от переднего центрирующего утолщения до поперечной плоскости, проходящей через оси ведущих штифтов и от переднего центрирующего утолщения до плоскости действия управляющей силы газодинамической системы угловой стабилизации; на фиг. 4 - эпюры распределения аксиальных сил реакции штифтов для прототипа (1) и предлагаемого изобретения (2).

Ракетный комплекс состоит из пусковой установки 1 с пакетом 2 трубчатых направляющих 3, выполненных с внутренними винтовыми пазами 4, и размещенных в направляющих 3 ракет 5. Каждая ракета 5 снабжена газодинамической системой угловой стабилизации 6, раскрывающимся после выхода из направляющей аэродинамическим стабилизатором 7, взаимодействующими с винтовыми пазами 4 ведущими штифтами 8, и передним центрирующим утолщением 9.

Для реализации балансировочной схемы сил и моментов, действующих на ракету и резкого снижения скорости отклонения продольной оси ракеты в процессе движения последней по направляющей переднее центрирующее утолщение 9 ракеты 5 расположено в районе ее центра масс на расстоянии от него вдоль продольной оси ракеты не более калибра, а сопла газодинамической системы угловой стабилизации 6 и ведущие штифты 8 размещены в плоскостях поперечного сечения ракеты 5, расположенных соответственно перед передним центрирующим утолщением 9 и за передним центрирующим утолщением 9 на расстояниях, разность которых определена соотношением:
.

Для разнесения частоты собственных колебаний и частоты вращения ракеты 5 и исключения возникновения положительных обратных связей в газодинамической системе угловой стабилизации 6 с исключением явлений раскачки ракет 5 и их рассеивания на критическом участке траектории, угол подъема винтовых пазов 4 направляющей 3 выполнен в пределах
= (2-3)D/V..

Для максимального осреднения суммарного корректирующего усилия на момент выхода ракеты 5 из направляющей 3, места выхода винтовых пазов 4 на дульный срез направляющей 3 расположены в секторах, составляющих 0,9-1,1 оборота ракеты 5 от первоначального положения, а для обеспечения равномерного распределения сил реакции штифтов 8 по диаметру ракеты 5 и направляющей 3 количество ведущих штифтов 8 ракеты 5 определено по соотношению:
n = (0,6-0,8)R/m..

Кроме этого, на чертеже показаны и обозначены: калибр D ракеты 5, положение центра масс Ц.М. ракеты 5, масса m ракеты 5, управляющее усилие F_cус, расстояния от переднего центрирующего утолщения 9 до поперечной плоскости, проходящей через оси ведущих штифтов 8 L_шт и от переднего центрирующего утолщения 9 до плоскости действия управляющей силы Fсус газодинамической системы угловой стабилизации 6 L_сус, угол () наклона винтового паза 4 к продольной оси направляющей 3, угол () проворота ракеты 5 в направляющей 3.

Ракетный комплекс работает следующим образом.

При запуске ракеты 5 направление ее полета задается положением направляющей 3, при этом во время прохождения по направляющей ракете 5 сообщается вращательное движение посредством взаимодействия ведущих штифтов 8 с винтовыми пазами 4 направляющей 3. За время движения по направляющей 3 ракета 5 проворачивается на угол приобретая линейную скорость выхода V и частоту вращения w.

Как показали экспериментально теоретические исследования, при выполнении направляющей 3 с углом подъема винтового паза 4, меньшим 2D/v, происходит резкое сближение начальной частоты вращения и частоты собственных колебаний ракеты 5, которое при определенных условиях сборки ракеты 5 приводит к их совпадению и возникновению положительных обратных связей в газодинамической системе угловой стабилизации 6, вызывающих раскачку ракеты 5. С другой стороны, увеличение угла подъема винтового паза 4 свыше 3d/v и соответственное повышение начальной частоты вращения не приводит к дальнейшему повышению кучности. а вызывает существенное увеличение осевых и радиальных усилий, действующих на винтовой паз 4 направляющей 3 и ведущие штифты 8 ракеты 5, приводящих к работе указанных элементов комплекса в области пластических деформаций и нарушению работоспособности ракеты 5 в направляющей 3.

Расположение мест выхода ведущих штифтов 4 на дульном срезе направляющей 3 в секторах, составляющих 0,9-1,1 оборота ракеты 5 от ее начального положения обеспечивает наиболее эффективное осреднение значения корректирующего усилия, которое переключается с частотой вращения ракеты 5 для обеспечения совпадения векторов действия корректирующего усилия Fсус с плоскостью действия возмущения. Эффективность осреднения зависит от количества струйных рулей газодинамической системы угловой стабилизации 6, сработавших в плоскости действия возмущающего усилия, которое максимально при совершении ракетой 5 полного оборота вокруг оси. Отклонение числа оборотов ракеты 5 к моменту ее выхода за дульный срез 9 направляющей 3 более, чем на 0,1 оборота от целого числа резко увеличивает асимметрию корректирующего усилия F_сус и рассеивание ракет 5 на критическом участке. Увеличение числа оборотов ракеты 5 в направляющей 3 до следующих целых значений приводит к нерациональному увеличению длины направляющей 3, так как полное осреднение корректирующего усилия F_сус достигается за один оборот ракеты 5.

Выполнение ракеты 5 с количеством штифтов 8, меньшим 0,6R/m не позволяет достаточно равномерно распределить их силы реакции, а с количеством, превышающим 0,8R/m, не приводит к дальнейшему увеличению положительного эффекта при одновременном усложнении конструкции элементов комплекса и увеличения пассивной массы ракеты 5.

Выполнение ракетного комплекса в соответствии с изобретением позволило: исключить случаи совпадения частот модуляции (частот вращения и частот собственных колебаний ракеты), тем самым исключить возможность возникновения положительных обратных связей, вызывающих раскачку ракет (фиг.3, график 1); резко уменьшить разброс суммарного управляющего усилия газодинамической системы угловой стабилизации ракеты (фиг.3, график 2); реализовать балансировочную схему моментов массы ракеты, силы тяги двигателя ракеты, силы реакции ведущих штифтов, управляющей силы газодинамической системы угловой стабилизации относительно центра масс ракеты, тем самым резко снизить скорость отклонения продольной оси ракеты в процессе ее движения по направляющей (фиг.3, график 3); уменьшить неуравновешенность ракеты силами реакции ведущих штифтов (фиг.4).

Все это позволило даже при стрельбе на дальности свыше 60 км улучшить по сравнению с прототипом характеристики кучности стрельбы на 20% (фиг.3).

Указанный положительный эффект подтвержден летно-конструкторскими испытаниями опытных образцов комплекса, выполненного в соответствии с изобретением (отчет инв. N 35467).

В настоящее время ведется разработка рабочей конструкторской документации, запланированы изготовление и предварительные испытания опытных образцов, намечено серийное производство комплекса.

Формула изобретения

Ракетный комплекс залпового огня, содержащий пусковую установку с пакетом трубчатых направляющих, выполненных с внутренними винтовыми пазами, размещенными в направляющих ракеты, каждая из которых снабжена газодинамической системой угловой стабилизации, раскрывающимся после выхода из направляющей аэродинамическим стабилизатором, центрирующими утолщениями и ведущими штифтами, взаимодействующими с внутренними поверхностями направляющей и винтовых пазов соответственно, отличающийся тем, что переднее центрирующее утолщение ракеты выполнено в районе ее центра масс на расстоянии от него вдоль продольной оси ракеты, не превышающем калибра, при этом сопла газодинамической системы угловой стабилизации и ведущие штифты размещены в плоскостях поперечного сечения ракеты, расположенных соответственно перед передним центрирующим утолщением и за передним центрирующим утолщением на расстояниях, разность которых определена соотношением

причем угол подъема соответствующих штифтам винтовых пазов находится в пределах

места их выхода на дульный срез направляющей выполнены в секторах, составляющих 0,9 1,1 оборота ракеты от первоначального положения, а количество ведущих штифтов ракеты определено по соотношению

где D калибр ракеты;
m средняя за время движения по направляющей масса ракеты;
L_шт расстояние от переднего центрирующего утолщения до поперечной плоскости, проходящей через оси ведущих штифтов;
L_сус расстояние от переднего центрирующего утолщения по плоскости действия управляющей силы газодинамической системы угловой стабилизации;
n количество ведущих штифтов ракеты и соответствующих им винтовых пазов направляющей;
угол подъема винтовых пазов направляющих;
R средняя за время движения по направляющей величина тяги, создаваемой двигателем ракеты;
w расчетная угловая частота собственных колебаний ракеты;
V линейная скорость ракеты в момент потери контакта с направляющей.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4