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 mах≈30° , максимально допустимая поперечная перегрузка равна nуmах≈30 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 nУmах≈30 ед при углах атаки α ≈ 30° .
название | год | авторы | номер документа |
---|---|---|---|
РАКЕТА | 2004 |
|
RU2270413C1 |
РАКЕТА | 1995 |
|
RU2085826C1 |
РАКЕТА | 1996 |
|
RU2094748C1 |
АВИАЦИОННАЯ УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА | 2004 |
|
RU2259536C1 |
РАКЕТА | 2005 |
|
RU2276321C1 |
РАКЕТА, ВЫПОЛНЕННАЯ ПО АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ СХЕМЕ "УТКА" | 1997 |
|
RU2111446C1 |
РАКЕТА | 2005 |
|
RU2283471C1 |
ЗЕНИТНАЯ УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА | 2007 |
|
RU2341762C1 |
УПРАВЛЯЕМЫЙ СНАРЯД | 2010 |
|
RU2442102C1 |
РАКЕТА | 2005 |
|
RU2272984C1 |
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.
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.
Техника и вооружение вчера, сегодня, завтра..., №5-6, 1999, с.36 | |||
Проектирование ЗУР | |||
- М.: МАИ, 1999, с.20 | |||
РАКЕТА С НОРМАЛЬНОЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ СХЕМОЙ | 1995 |
|
RU2085825C1 |
Крылья Родины, №8, 1993, с.26 | |||
US 3122098 А, 25.02.1964. |
Авторы
Даты
2004-08-20—Публикация
2002-11-18—Подача