РАКЕТА Российский патент 1997 года по МПК F42B15/00 

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к управляемым ракетам, и может быть использовано в различных типах и классах ракет с решетчатыми аэродинамическими поверхностями.

Известна ракета, выполненная по нормальной аэродинамической схеме, содержащая корпус, размещенные в нем двигательную установку, аппаратуру системы наведения и системы управления, а также четыре неподвижных крыла и четыре управляющих решетчатых руля системы управления, расположенных на корпусе равномерно относительно его продольной оси. Эта ракета с разной степенью раскрытия описана в журналах: Flight International 4-10 марта 1992, N 4308, с. 24-25. Flight International 11-17 марта 1992, N 4309, с. 15 и наиболее полно в журнале "Крылья Родины" N 8 93 (цветной вкладыш и с. 26). Последнее техническое решение взято в качестве прототипа по данной заявке.

Эта авиационная управляемая ракета класса "воздух-воздух" имеет цилиндрический корпус и крылья малого удлинения и простой формы в плане. Корпус и крылья являются основными элементами, создающими подъемную силу. Носовая часть имеет оживальную форму. Наиболее интересным аэродинамическим решением в компоновке ракеты является использование решетчатых рулей, реализующих бессрывное обтекание.

В описанных выше решениях не представлены соотношения геометрических размеров крыла, решетчатого руля и корпуса ракеты, что не позволяет судить о возможности достижения высоких аэродинамических характеристик, в частности об углах атаки и допустимых перегрузках.

Задачей изобретения является разработка всеракурсной высокоманевренной ракеты с высокими аэродинамическими характеристиками.

Для решения поставленной задачи в управляемой ракете, выполненной по нормальной аэродинамической схеме, содержащей корпус, размещенные в нем двигательную установку, аппаратуру системы наведения и системы управления, а также четыре неподвижных крыла и четыре управляющих решетчатых руля системы управления, расположенных на корпусе равномерно относительно его продольной оси, крылья, решетчатые рули системы управления и корпус выполнены таким образом, что имеют следующие соотношения размеров:


Н_р/L_р 0,3-0,55

n Н_р /t + 1 3-5
S_р n•L_р•b



где S_кр площадь крыла;
S_м площадь миделя ракеты;
относительная площадь крыла;
относительная площадь решетчатого руля;
S_р площадь несущей поверхности решетчатого руля;
H_р высота решетчатого руля;
L_р размах решетчатого руля;
относительный шаг планов решетчатого руля;
t шаг планов решетчатого руля;
b ширина планов решетчатого руля;
n количество (число) планов решетчатого руля;
λ_кp удлинение крыла;
L размах крыла;
λ_к удлинение корпуса ракеты;
L_к длина ракеты;
D_экв диаметр круга, площадь которого соответствует площади миделя ракеты.

При использовании ракеты согласно изобретению обеспечивается поражение воздушных целей, в том числе высокоманевренных истребителей и штурмовиков днем и ночью, в простых и сложных метеоусловиях, с любых направлений (всенаправленность) при активном информационном (помеховом) и маневренном противодействии противника. Ракета способна поражать такие специфические цели, как крылатая ракета, ракета "воздух-воздух" и т.д.

Ракета с заявленным соотношением размеров решает задачу размещения на самолете-носителе в условиях жестких габаритных ограничений и одновременно позволяет в несколько раз (порядка 7 раз) снизить потребные шарнирные моменты рулевого привода, что приводит к созданию приводов меньшей мощности и, следовательно, меньшей массы при сохранении преимуществ решетчатых рулей. Оптимальный диапазон параметров найден по результатам многочисленных исследований ракет различной геометрии в аэродинамических трубах и подтвержден результатами летных испытаний.

Ракета с данным соотношением геометрических размеров обеспечивает высокие аэродинамические характеристики во всем диапазоне ее применения.

Так, максимальный угол атаки составляет α_max≈ 40-45^°, максимально допустимая поперечная перегрузка равна n_ymax≈ 50 ед как на пассивном, так и на активном участках траектории за счет введения аппаратурного ограничения.

При выходе за пределы указанных соотношений размеров ракеты в значительной степени теряет свои маневренные возможности за счет резкого возрастания коэффициента сопротивления С_x и значительного уменьшения коэффициента нормальной силы С_y.

Таким образом, выбор соотношения размеров ракеты в указанных пределах обеспечивает ее высокие маневренные характеристики в диапазоне углов атаки α ≈ 0-45^° и чисел М≈0,6-5,0.

На фиг. 1 изображен общий вид предлагаемой ракеты; на фиг. 2 сечение А-А на фиг. 1; на фиг. 3 сечение Б-Б на фиг. 1; на фиг. 4 графическое изображение зависимости коэффициента нормальной силы от относительной площади крыла; на фиг. 5 графическое изображение зависимости коэффициента нормальной силы от чисел М; на фиг. 6 графическое изображение зависимости коэффициента сопротивления от относительной площади решетчатого руля; на фиг. 7 - графическое изображение зависимости коэффициента лобового сопротивления изолированного решетчатого руля от отношения высоты решетчатого руля к его размаху.

Ракета содержит корпус 1, включающий передний обтекатель 2 оживальной формы. Внутри корпуса 1 размещена аппаратура системы наведения и системы управления, а также двигательная установка (на чертежах не показаны).

Ракета скомпонована по нормальной аэродинамической схеме, в соответствии с которой размещены на корпусе 1 в его центральной части четыре крыла 3 и в хвостовой части четыре решетчатых руля 4. Крылья 3 и рули 4 размещены на корпусе 1 равномерно относительно его продольной оси.

Каждый руль 4 имеет раму 5, внутри которой расположены планы 6, образующие соты.

В корневой части руля 4 имеются проушины 7, которыми каждый руль крепится к корпусу 1 ракеты
Для оптимизации аэродинамических характеристик ракеты выбраны соотношения размеров корпуса 1 ракеты, ее крыльев 3 и рулей 4, указанные выше.

Ракеты с крыльями малого удлинения, обеспечивающие малый поперечный габарит, предназначены для маневрирования на больших углах атаки. С точки зрения аэродинамики такие конфигурации имеют следующие отличительные черты: наличие перекрестных связей; наличие больших местных углов атаки на рулях.

Выбор соотношения размеров решетчатых рулей, крыльев и корпуса ракеты в целом в определенных пределах позволяет уменьшить или устранить ряд технических проблем (или части этих проблем).

Маневрирование на больших углах атаки (α ≈ 40^°) позволяет обеспечить высокий уровень поперечных перегрузок во всем диапазоне применения ракеты.

Как известно, величина поперечной перегрузки пропорциональна величине нормальной силы ракеты, которая определяется по формуле
У С_y•q•S,
где С_y коэффициент нормальной силы ракеты;
q скоростной напор, кг/м²;
S характерный размер, м².

Величина дальности полета ракеты обратно пропорциональна силе сопротивления ракеты, которая определяется по формуле
Х С_x•q•S,
где С_x коэффициент сопротивления ракеты.

На фиг. 4-7 приведены зависимости С_y, С_x от заявленных параметров ракеты и решетчатого руля.

Ракета с заявленным соотношением размеров обеспечивает наиболее высокие маневренные характеристики при минимуме коэффициента сопротивления.

Данные параметры (заштрихованные области) определены в результате систематических исследований в аэродинамических трубах ракет различной геометрии и подтверждены результатами летных испытаний.

При выходе за пределы заявленных параметров ракета в значительной степени теряет свои маневренные свойства за счет резкого уменьшения коэффициента нормальной силы и увеличения коэффициента сопротивления.

Таким образом, ракета с заявленным соотношением размеров обеспечивает высокие аэродинамические характеристики во всем диапазоне ее применения, максимально допустимая перегрузка составляет n_ymax≈50 ед при углах атаки α ≈ 40-45^°.

Графические зависимости на фиг. 4-7 подтверждают возможность получения высоких аэродинамических характеристик в интервале значений соотношений размеров крыльев, решетчатых рулей и корпуса ракеты, выполненной по нормальной аэродинамической схеме.

Использование: изобретение относится к ракетной технике, в частности, к управляемым ракетам, и может быть использовано в различных типах и классах ракет с решетчатыми аэродинамическими поверхностями. Сущность изобретения: ракета выполнена по нормальной аэродинамической схеме, содержит корпус, размещенные в нем двигательную установку, аппаратуру системы наведения и системы управления, а также четыре неподвижных крыла и четыре решетчатых руля системы управления. Крылья и рули системы управления расположены на корпусе равномерно относительно его продольной оси. Высокие маневренные характеристики ракеты обеспечиваются за счет выполнения крыльев, решетчатых рулей и корпуса ракеты с определенными соотношениями размеров этих частей. 7 ил.

Ракета, выполненная по нормальной аэродинамической схеме, содержащая корпус, размещенные в нем двигательную установку, аппаратуру системы наведения и системы управления, а также четыре неподвижных крыла и четыре управляющих решетчатых руля системы управления, расположенных на корпусе, равномерно относительно его продольной оси, отличающаяся тем, что крылья, решетчатые рули системы управления и корпус выполнены таким образом, что имеют следующие соотношения размеров:


H_p / L_p 0,3 0,55;

n H_e / t + 1 3 5;
S_p n • L_p • b;



где S_к р площадь крыла;
относительная площадь крыла;
относительная площадь решетчатого руля;
S_м площадь миделя ракеты;
S_р площадь несущей поверхности решетчатого руля;
H_р высота решетчатого руля;
L_р размах решетчатого руля;
λ_кp- удлинение крыла;
L размах крыла;
λ_к- удлинение корпуса ракеты;
L_к длина ракеты;
D_э к в диаметр круга, площадь которого соответствует площади миделя ракеты;
относительный шаг планов решетчатого руля;
t шаг планов решетчатого руля;
n количество (число) планов решетчатого руля;
b ширина плана решетчатого руля.