УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ СХЕМЫ "УТКА" Российский патент 1997 года по МПК F42B15/00 

Изобретение относится к области проектирования и изготовления управляемых ракет, выполненных по схеме "утка" классов "воздух-воздух", "воздух-поверхность", "поверхность-воздух".

Известны ракеты, выполненные по схеме "утка", например, по патенту США N 3122096, кл. 102 495, 1964. Но более близким аналогом является ракета, описанная в книге В.И. Федосьева и Г. Б. Синярева "Введение в ракетную технику", содержащая соединенные между собой быстроразъемными узлами крепления двигательную установку с установленными на ее корпусе консолями крыльев, а модуль-отсек полезной нагрузки с размещенными на его корпусе подвижными рулями.

Цель изобретения расширение диапазона тактического применения ракеты при сохранении оптимальными уровня действующих на ракету в полете перегрузок и параметров системы управления.

Сущность изобретения заключается в том, что кромка бортовой хорды крыла, имеющего удлинение λ= 0,5-1,0, смещена относительно донного среза двигательной установки на расстояние, составляющее 6,2-0,6 длины модуля-отсека полезной нагрузки при положительном направлении от донного среза к носку ракеты, а площадь двух консолей составляет 7,2-12,0 площади миделя модуля-отсека полезной нагрузки, при этом масса двигательной установки составляет 0,6-1,8 массы модуля-отсека полезной нагрузки, а ее длина составляет 0,5-1,3 длины модуля-отсека полезной нагрузки.

На фиг. 1 проведен общий вид ракеты со сменной двигательнойустановкой; на фиг. 2 номограмма размещения крыла по результатам продувок моделей ракеты в аэродинамических трубах; на фиг. 3 зависимость коэффициента от числа M, где n_y максимальная располагаемая перегрузки на пассивном участке полета, q скоростной напор, σ_к масса ракеты, S характерная площадь.

Предлагаемая ракета (фиг. 1), выполненная по схеме "утка", имеет неизменный модуль-отсек полезной нагрузки 1 с рулями 2 общей длиной l_пн, а также сменную двигательную установку 3 с крыльями 4 общей длиной l_ду, причем крылья 4 установлены на расстоянии l_кр от донного среза двигательной установки 3. В модуле-отсеке полезной нагрузки 1 расположены головка самонаведения, системы управления, энергообеспечения, боевого снаряжения. Стыковка двигательной установки с модулем-отсеком полезной нагрузки 1 осуществлена быстроразъемная, байонетным соединением. Стыковка крыльев 4 с двигательной установкой 3 осуществлена посредством узлов крепления, размещенных на корпусе двигательной установки 3.

Изобретение позволяет при модернизации ракеты или при создании более энерговооруженной модификации оснастить ракеты более мощной двигательной установкой 3. При наличии вариантов двигательной установки 3 оснастить ракету нужной двигательной установкой можно при подготовке боевого пуска.

Учитывая, что при проектировании и изготовлении двигательных установок 3 с крыльями 4 используют номограмму (фиг. 2), которая связывает относительное положение крыла 4 l_кр на корпусе двигательной установки 3 с ее относительной длиной l_ду и массой σ_ду, то при замене одной двигательной установки на другую никаких регулировок параметров системы управления не надо осуществлять.

Использование: при проектировании и изготовлении управляемых ракет классов "воздух-воздух", "воздух-поверхность", "поверхность-воздух". Сущность изобретения: при наличии базовой ракеты, выполненной по аэродинамической схеме "утка" и состоящей из модуля-отсека полезной нагрузки с системой управления, подвижными рулями и боевой частью и двигательной установки с установленными крыльями, возникает необходимость замены двигательной установки установкой другого размера, другого веса и другой мощности, что дает возможность расширить диапазон тактического применения. Изобретение позволяет при замене двигательной установки с крыльями сохранить на оптимальном уровне действующие на ракету в полете перегрузки, а также параметры системы управления. 3 ил.

Управляемая ракета аэродинамической схемы "утка", содержащая соединенные между собой быстроразъемными узлами крепления двигательную установку с установленными на ее корпусе консолями крыльев, и модуль-отсек полезной нагрузки с размещенными на его корпусе подвижными рулями, отличающаяся тем, что, с целью расширения диапазона тактического применения ракеты при сохранении оптимальными уровня действующих на ракету в полете перегрузок и параметров системы управления, кромка бортовой хорды крыла, имеющего удлинение λ=0,5-1,0, смещена относительно донного среза двигательной установки на расстояние, составляющее 0,2 0,6 длины модуля-отсека полезной нагрузки при положительном направлении от донного среза к носку ракеты, а площадь двух консолей составляет 7,2 12,0 площади миделя модуля-отсека полезной нагрузки, при этом масса двигательной установки составляет 0,6 1,8 массы модуля-отсека полезной нагрузки, а ее длина составляет 0,5 1,3 длины модуля-отсека полезной нагрузки.