РАКЕТА Российский патент 2006 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 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 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, высокоскоростной 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 - относительная площадь крыла;

S_кр - площадь крыла;

S_M - площадь миделя ракеты;

- относительная площадь руля;

S_P - площадь руля;

- относительный размах крыла;

L_кр - размах крыла;

L_p - размах руля;

λ_кр - удлинение крыла;

λ_к - удлинение корпуса ракеты;

L_k - 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 - поверхность" 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_max≈30°, максимально допустимая поперечная перегрузка равна n_ymax≈35 ед. как на пассивном, так и на активном участках траектории за счет введения аппаратурного ограничения.

При выходе за пределы указанных соотношений размеров ракета в значительной степени теряет свои маневренные и скоростные возможности за счет резкого возрастания коэффициента сопротивления С_Х и значительного уменьшения коэффициента нормальной силы С_у.

Таким образом, выбор соотношения размеров ракеты в указанных пределах обеспечивает ее высокие маневренные характеристики в диапазоне углов атаки α≈0-30° и чисел М≈0,7-5.

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 балансировочного угла атаки от относительного размаха крыла ; на фиг.5 - графическое изображение зависимости коэффициента нормальной силы от относительного размаха крыла ; на фиг.6 - графическое изображение зависимости дополнительного коэффициента нормальной силы, связанного с отклонением рулей от относительного размаха крыла ; на фиг.7 - графическое изображение зависимости коэффициента продольной статической устойчивости от относительного размаха крыла ; на фиг.8 - графическое изображение зависимости коэффициента продольной статической устойчивости от угла атаки α; на фиг.9 - графическое изображение зависимости коэффициента нормальной силы от числа М; на фиг.10 - графическое изображение зависимости коэффициента сопротивления от числа М.

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

Ракета скомпонована по нормальной аэродинамической схеме, в соответствии с которой размещены на корпусе 1 в его хвостовой части четыре неподвижных крыла малого удлинения 3 и 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, обеспечивающими малый поперечный габарит, предназначены для маневрирования 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=C_y·q·S,

где С_У - 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=C_X·q·S,

где С_Х - коэффициент сопротивления ракеты.

На фиг.5, 6, 9, 10 приведены зависимости С_У, С_Х 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 продольной статической устойчивости.

Таким образом, ракета с заявленным соотношением размеров обеспечивает высокие аэродинамические характеристики во всем диапазоне ее применения, максимально допустимая перегрузка составляет n_ymax≈35 ед. при углах атаки α≈30°.

Источники информации

1. "Проектирование зенитных управляемых ракет" - М.: МАИ, 1999, с.20.

2. "Техника и вооружение вчера, сегодня, завтра...". - Научно-популярный журнал, №5-6, 1999, с.36. Прототип.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к конструктивному выполнению 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. Высокие маневренные характеристики ракеты обеспечиваются за счет выполнения крыльев, аэродинамических рулей и корпуса ракеты с определенными соотношениями размеров этих частей. 10 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 - относительная площадь крыла;

S_кр - площадь крыла;

S_M - площадь миделя ракеты;

- относительная площадь руля;

S_P - площадь руля;

- относительный размах крыла;

L_кр - размах крыла;

L_p - размах руля;

λ_кр - удлинение крыла;

λ_К - удлинение корпуса ракеты;

L_К - длина ракеты;

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