РАКЕТА Российский патент 2004 года по МПК F42B15/00 

Описание патента на изобретение RU2234667C1

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

Известна ракета, выполненная по нормальной аэродинамической схеме, содержащая корпус, размещенные в нем двигатель, аппаратуру системы наведения и системы управления, боевое снаряжение, а также четыре неподвижных крыла и четыре аэродинамических руля системы управления, расположенных на корпусе равномерно относительно его продольной оси.

Эта ракета с разной степенью раскрытия описана в книге "Проектирование ЗУР" - М.: МАИ, 1999, с.20 и журнале “Техника и вооружение вчера, сегодня, завтра... ” №5-6, 1999, с.36. Последнее техническое решение взято в качестве прототипа по данной заявке.

Эта управляемая ракета класса "поверхность-воздух" имеет бикалиберный цилиндрический корпус и крылья малого удлинения трапециевидной формы в плане. Корпус и крылья являются основными элементами, создающими подъемную силу. Носовая часть имеет оживальную форму.

В описанных выше решениях не представлены соотношения геометрических размеров крыла, руля и корпуса ракеты, что не позволяет судить о возможных аэродинамических характеристиках, в частности о коэффициенте подъемной силы и располагаемых перегрузках.

Целью изобретения является разработка высокоманевренной, высотной ракеты с высокими аэродинамическими характеристиками.

Указанная цель достигается тем, что в управляемой ракете, выполненной по нормальной аэродинамической схеме, содержащей корпус, размещенные в нем двигатель, аппаратуру системы наведения и системы управления, боевое снаряжение, а также четыре неподвижных крыла и четыре аэродинамических руля системы управления, расположенных на корпусе равномерно относительно его продольной оси, крылья, аэродинамические рули системы управления и корпус выполнены таким образом, что имеют следующие соотношения размеров:

где SКР - площадь крыла;

SМ - площадь миделя ракеты;

- относительная площадь крыла;

- относительная площадь руля;

SР - площадь руля;

λ КР - удлинение крыла;

L - размах крыла;

Lр - размах руля;

λ K - удлинение корпуса ракеты;

LK - длина ракеты;

DЭКВ - диаметр круга, площадь которого соответствует площади модели 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 пусковой установке в условиях жестких габаритных ограничений. 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 mах30° , максимально допустимая поперечная перегрузка равна nуmах30 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 СX и значительного уменьшения коэффициента нормальной силы СУ.

Таким образом, выбор соотношения размеров ракеты в указанных пределах обеспечивает ее высокие маневренные характеристики в диапазоне углов атаки α ≈ 0÷ 30° и чисел М≈ 0,6÷ 4,5.

Изобретение поясняется чертежами.

На фиг.1 изображен общий вид предлагаемой ракеты; на фиг.2 - вид спереди на фиг.1; на фиг.3 - сечение А-А 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 крыла.

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 его хвостовой части четыре руля 4. Крылья 3 и рули 4 размещены на корпусе 1 равномерно относительно его продольной оси.

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; высокие несущие свойства на больших углах атаки.

Выбор соотношения размеров 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 ≈ 30° ) 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=Cу·q· S,

где СУ - 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

X=CХ·q· S,

где СХ - коэффициент сопротивления ракеты.

На фиг.4-6 приведены зависимости Су, СХ от заявленных параметров ракеты.

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

Данные параметры 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 nУmах30 ед при углах атаки α ≈ 30° .

Похожие патенты RU2234667C1

название год авторы номер документа
РАКЕТА 2004
  • Акимов Владимир Николаевич
  • Булгакова Руфа Георгиевна
  • Гавришин Станислав Сергеевич
  • Ежов Геннадий Петрович
  • Кувшинов Евгений Михайлович
  • Торлопов Александр Кимович
  • Уласевич Владимир Павлович
  • Фокин Анатолий Сергеевич
  • Эктов Василий Петрович
RU2270413C1
РАКЕТА 1995
  • Богацкий В.Г.
  • Бычков Е.А.
  • Ватолин В.В.
  • Ильин А.М.
  • Ищенко В.В.
  • Левищев О.Н.
  • Лернер Л.И.
  • Пустовойтов В.А.
  • Рейдель А.Л.
  • Соколовский Г.А.
RU2085826C1
РАКЕТА 1996
  • Соколовский Г.А.
  • Блехер М.Л.
  • Болотин А.И.
  • Бычков Е.А.
  • Ватолин В.В.
  • Волгин Б.В.
  • Дорохов А.И.
  • Карабанов И.Н.
  • Кегелес А.Л.
  • Макаровский Э.Г.
  • Милешкин Ю.П.
  • Михайлова С.Я.
  • Михалович И.М.
  • Рейдель А.Л.
  • Смольский Г.Н.
  • Хохлов Г.И.
  • Цыганов А.И.
RU2094748C1
АВИАЦИОННАЯ УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА 2004
  • Соколовский Г.А.
  • Бурак Б.К.
  • Богацкий В.Г.
  • Актов В.В.
  • Крысанов И.Н.
  • Ватолин В.В.
  • Левищев О.Н.
  • Каргапольцев А.А.
  • Афонин В.Н.
  • Голдовский В.С.
  • Иванов В.В.
  • Любовский И.Е.
  • Тимохин А.И.
  • Мордвинов И.Г.
  • Рутман Б.Г.
RU2259536C1
РАКЕТА 2005
  • Богацкий Владимир Григорьевич
  • Бурак Борис Корнеевич
  • Васильев Петр Петрович
  • Ватолин Валентин Владимирович
  • Волков Владимир Николаевич
  • Волков Юрий Михайлович
  • Голдовский Владимир Сергеевич
  • Грачев Алексей Викторович
  • Захаров Юрий Константинович
  • Иванов Вячеслав Васильевич
  • Ищенко Владимир Владимирович
  • Соколовский Геннадий Александрович
  • Сысоев Виктор Николаевич
  • Шаховский Юрий Иванович
RU2276321C1
РАКЕТА, ВЫПОЛНЕННАЯ ПО АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ СХЕМЕ "УТКА" 1997
  • Соколовский Г.А.
  • Бычков Е.А.
  • Ватолин В.В.
  • Кегелес А.Л.
  • Смольский Г.Н.
  • Хейфец Л.Н.
  • Хохлов Г.И.
RU2111446C1
РАКЕТА 2005
  • Ефремов Владимир Анатольевич
  • Злобин Виталий Иванович
  • Хоменко Виталий Григорьевич
  • Ярмолюк Владимир Николаевич
RU2283471C1
ЗЕНИТНАЯ УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА 2007
  • Беляев Владимир Николаевич
  • Богацкий Владимир Григорьевич
  • Елецкий Виктор Константинович
  • Кравчук Александр Павлович
  • Левищев Олег Николаевич
  • Мажукина Александра Дмитриевна
  • Орелиов Григорий Рафаилович
  • Пирязев Виктор Федорович
  • Рац Виктор Антонович
  • Смольский Геннадий Николаевич
RU2341762C1
УПРАВЛЯЕМЫЙ СНАРЯД 2010
  • Кузнецов Владимир Маркович
  • Жуков Владимир Петрович
  • Морозов Владимир Иванович
  • Голомидов Борис Александрович
  • Петров Валерий Борисович
RU2442102C1
РАКЕТА 2005
  • Байков Андрей Викторович
  • Богатырев Анатолий Павлович
  • Бурак Борис Корнеевич
  • Ватолин Валентин Владимирович
  • Дзасохов Семен Харитонович
  • Кегелес Авангард Леонидович
  • Левин Яков Залманович
  • Макаров Валерий Викторович
  • Макаровский Эдуард Григорьевич
  • Орелиов Григорий Рафаилович
  • Пуньков Александр Васильевич
  • Смольский Геннадий Николаевич
  • Соколовский Геннадий Александрович
  • Тулапин Андрей Павлович
  • Федоров Владимир Викторович
  • Цыганов Анатолий Иванович
  • Ямницкий Борис Маерович
RU2272984C1

Иллюстрации к изобретению RU 2 234 667 C1

Реферат патента 2004 года РАКЕТА

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к управляемым ракетам, и может быть использовано в различных типах и классах ракет с аэродинамическими органами управления. Ракета выполнена по нормальной аэродинамической схеме. Содержит корпус, размещенные в нем двигатель, аппаратуру системы наведения и системы управления, боевое снаряжение, а также четыре неподвижных крыла и четыре аэродинамических руля системы управления. Крылья и рули расположены на корпусе равномерно относительно его продольной оси. Обеспечиваются высокие маневренные характеристики ракеты за счет выполнения крыльев, аэродинамических рулей и корпуса ракеты с определенными соотношениями размеров этих частей. 6 ил.

Формула изобретения RU 2 234 667 C1

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

где SКР - площадь крыла;

SМ - площадь миделя ракеты;

- относительная площадь крыла;

- относительная площадь руля;

Sр - площадь руля;

λКР - удлинение крыла;

Lр - размах руля;

L - размах крыла;

λК - удлинение корпуса ракеты;

LК - длина ракеты;

DЭКВ - диаметр круга, площадь которого соответствует площади миделя ракеты.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 2004 года RU2234667C1

Техника и вооружение вчера, сегодня, завтра..., №5-6, 1999, с.36
Проектирование ЗУР
- М.: МАИ, 1999, с.20
РАКЕТА С НОРМАЛЬНОЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ СХЕМОЙ 1995
  • Беляев В.Н.
  • Богацкий В.Г.
  • Бычков Е.А.
  • Ватолин В.В.
  • Дреер Д.Л.
  • Ильин А.М.
  • Ищенко В.В.
  • Левищев О.Н.
  • Лернер Л.И.
  • Малолетнев Н.А.
  • Пирязев В.Ф.
  • Пустовойтов В.А.
  • Рейдель А.Л.
  • Соколовский Г.А.
  • Фетисов В.К.
  • Шмугляков С.Л.
RU2085825C1
Крылья Родины, №8, 1993, с.26
US 3122098 А, 25.02.1964.

RU 2 234 667 C1

Авторы

Акимов В.Н.

Булгакова Р.Г.

Гольденберг А.М.

Кувшинов Е.М.

Эктов В.П.

Даты

2004-08-20Публикация

2002-11-18Подача