Сверхзвуковая управляемая ракета Российский патент 2024 года по МПК F42B15/00 

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к управляемым реактивным снарядам (ракетам) систем залпового огня, и может быть использовано при разработке ракет с относительным удлинением корпуса более 20 калибров.

Объект изобретения представляет собой сверхзвуковую управляемую ракету, выполненную по аэродинамической схеме «утка», с улучшенными характеристиками точности.

Для успешной борьбы со многими наземными целями в настоящее время широко применяются сверхзвуковые ракеты, снабженные системами управления полетом с аэродинамическими органами управления - рулями.

Известна управляемая ракета «ТОР», содержащая аэродинамические рули, расположенные в носовой части ракеты, обеспечивающие формирование управляющих моментов относительно центра масс ракеты и хвостовой стабилизатор (см., например, Физические основы устройства и функционирования стрелково-пушечного, артиллерийского и ракетного оружия. Часть II: Физические основы устройства и функционирования ракетного оружия: учебник для вузов/ под ред. проф. В.В. Ветрова и проф. В.П. Строгалева. - Тула: Изд-во ТулГУ,2007-641 с. ), принятый за аналог.

Задачей данного технического решения-аналога являлось повышение точности стрельбы по сравнению с неуправляемыми ракетами.

Общим признаком ракеты-аналога с предлагаемой авторами ракетой является аэродинамическая схема «утка», наличие корпуса, аэродинамических рулей, расположенных в носовой части ракеты и блока стабилизатора с раскрывающимися лопастями.

Наиболее близким по технической сути и достигаемому техническому результату является сверхзвуковой управляемый реактивный снаряд (см. патент РФ 2459177 опубл. 20.08.2012 БИ №23), принятый за прототип. Он содержит корпус, аэродинамические рули, расположенные в носовой части и стабилизатор с раскрывающимися лопастями, корневая хорда которых параллельна образующей корпуса в месте их размещения.

Снаряд, принятый за прототип, функционирует следующим образом. После запуска, в полете, системой управления осуществляется измерение текущих параметров движения снаряда с последующим их сравнением с требуемыми для попадания в цель. Величина рассогласования параметров движения служит управляющим сигналом для аэродинамических рулей.

Задачей данного технического решения (прототипа) является повышение точности стрельбы путем непрерывного наведения снаряда на цель с помощью аэродинамических рулей.

К причинам, препятствующим достижению указанного технического результата при использовании известного устройства, принятого за прототип, относится потеря необходимой точности наведения снаряда из-за воздействия набегающего потока на лопасти стабилизатора, вследствие чего увеличивается величина отклонения рулей, увеличивается лобовое сопротивление и уменьшается устойчивость.

Общими признаками ракеты с предлагаемым техническим решением в снаряде - прототипе является аэродинамическая схема «утка», наличие корпуса, аэродинамических рулей, расположенных в носовой части и стабилизатора с раскрывающимися лопастями, корневая хорда которых параллельна образующей корпуса в месте их размещения.

В отличие от прототипа в предлагаемой ракете размах аэродинамических рулей связан с размахом стабилизатора соотношением

где L - длина сверхзвуковой управляемой ракеты;

D - калибр сверхзвуковой управляемой ракеты;

Н_р - размах по концевым хордам рулей;

Н_л - размах по концевым хордам лопастей стабилизатора,

лопасти стабилизатора имеют симметричные заострения передней и задней кромок, при этом расстояние между начальным положением центра масс ракеты и положением центра масс на пассивном участке траектории не превышает двух калибров, длина концевой хорды руля равна 0,4…0,7 длины корневой хорды руля.

Это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существующих признаков заявленного технического решения и достигаемым техническим результатом.

Указанные признаки, отличительные от прототипа, и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой защиты, во всех случаях достаточны.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение устойчивости полета ракеты, уменьшение лобового сопротивления и, соответственно, повышение точности при подлете к цели.

Решение поставленной задачи достигается тем, что в ракете размах аэродинамических рулей связан с размахом лопастей стабилизатора соотношением

где L - длина сверхзвуковой управляемой ракеты;

D - калибр сверхзвуковой управляемой ракеты;

Н_р - размах по концевым хордам рулей;

Н_л - размах по концевым хордам лопастей стабилизатора,

лопасти стабилизатора имеют симметричные заострения передней и задней кромок, при этом расстояние между начальным положением центра масс ракеты и положением центра масс на пассивном участке траектории не превышает двух калибров, длина концевой хорды руля равна 0,4…0,7 длины корневой хорды руля.

Новая совокупность конструктивных элементов, а также связей между параметрами ракеты позволяют, в части, за счет выполнения:

- размаха аэродинамических рулей, связанного с размахом стабилизатора соотношением

где L - длина сверхзвуковой управляемой ракеты;

D - калибр сверхзвуковой управляемой ракеты;

Н_р - размах по концевым хордам рулей;

Н_л - размах по концевым хордам лопастей стабилизатора,

повысить устойчивость полета ракеты путем снижения угловой скорости проворота стабилизатора до минимально возможных значений. При соотношении размеров, меньших , возрастает влияние поперечных возмущающих аэродинамических моментов, снижающих точность наведения ракеты. При размахе лопастей, превышающем - угловая скорость проворота стабилизатора существенно возрастает, что ведет к повышенной интенсивности упругих автоколебаний корпуса ракеты и соответствующему снижению точности ее наведения;

- симметричного заострения передних и задних кромок снизить возникновение дополнительного вращающего момента на лопастях, отрицательно влияющего на точность наведения ракеты из-за роста интенсивности упругих автоколебаний;

- расстояния между начальным положением центра масс ракеты и положением центра масс на пассивном участке траектории не превышающем два калибра снизить величину отклонения рулей при наведении ракеты. При смещении центра масс к носику более двух калибров, рост углов отклонения рулей вызовет увеличение момента косого обдува и, соответственно, рост угловой скорости проворота стабилизатора, что отрицательно кажется на точности наведения ракеты;

- длины концевой хорды руля равной 0,4…0,7 длины корневой хорды руля позволит создать необходимую подъемную силу, увеличить управляющий момент, а также уменьшить лобовое сопротивление, что повышает точность наведения ракеты.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг.1 представлен общий вид сверхзвуковой управляемой ракеты, выполненной по аэродинамической схеме «утка». На фиг.2 изображена лопасть стабилизатора с симметрично заостренными передней и задней кромками. Ракета состоит из корпуса 1, длиной ракеты L и калибром D, аэродинамических рулей 2, расположенных на носовой части 3, имеющих размах Н_р и длину концевой хорды b_к равную (0,4…0,7) длины корневой хорды b_б, и блока стабилизатора 4 с раскрывающимися лопастями 5 с размахом равным Н_л, корневая хорда b₀ которых параллельна продольной оси ракеты, размах Н_р рулей 2 связан с размахом Н_л лопастей стабилизатора 5 соотношением Лопасти 5 имеют симметричные заострения передней и задней кромок 6, блок стабилизатора 4 выполнен с возможностью проворота относительно продольной оси ракеты, при этом смещение центра масс Δ Ц.М. (разница положения центра масс на активном участке траектории Ц.М._акт и положения центра масс на пассивном участке траектории Ц.М. пас. после выгорания топлива), к носику ракеты не должно превышать два калибра D.

Вышеописанная ракета работает следующим образом. После запуска, в процессе полета ракеты возникающий набегающий поток перемещается вдоль корпуса 1, рулей 2, носовой части 3, попадает в область блока стабилизатора 4, поток, воздействуя на лопасти 5, проворачивает блок 4, снижая влияние поперечных возмущающих моментов за счет заострений 6 на лопастях стабилизатора 5 и, в сочетании с параллельностью корневой хорды b₀, снижает интенсивность упругих автоколебаний корпуса ракеты и, соответственно, повышает точность подхода ракеты к цели.

Предложенное техническое решение позволяет создавать сверхзвуковые управляемые ракеты с повышенной устойчивостью в полете и обеспечивать повышение точности доставки к цели полезной нагрузки.

Указанный положительный эффект подтвержден летно-конструкторскими испытаниями образцов сверхзвуковых управляемых ракет, с относительным удлинением корпуса более 20 калибров, выполненных в соответствии с предлагаемым изобретением.

В настоящее время разработана конструкторская документация, проходит этап предварительных испытаний.

Изобретение относится к области ракетной техники. Сверхзвуковая управляемая ракета, выполненная по аэродинамической схеме «утка», содержит корпус, аэродинамические рули, расположенные в носовой части, и стабилизатор с раскрывающимися лопастями, корневая хорда которых параллельна образующей корпуса в месте их размещения. Размах аэродинамических рулей связан с размахом стабилизатора определенным соотношением, зависящим от длины и калибра сверхзвуковой управляемой ракеты. Лопасти стабилизатора имеют симметричные заострения передней и задней кромок. Расстояние между начальным положением центра масс ракеты и положением центра масс на пассивном участке траектории не превышает двух калибров. Длина концевой хорды руля равна 0,4…0,7 длины корневой хорды руля. Технический результат заключается в повышении устойчивости ракеты в полете, в уменьшении лобового сопротивления и, соответственно, в повышении точности при подлете ракеты к цели. 2 ил.

Сверхзвуковая управляемая ракета, выполненная по аэродинамической схеме «утка», содержащая корпус, аэродинамические рули, расположенные в носовой части, и стабилизатор с раскрывающимися лопастями, корневая хорда которых параллельна образующей корпуса в месте их размещения, отличающаяся тем, что размах аэродинамических рулей связан с размахом стабилизатора соотношением

,

где L – длина сверхзвуковой управляемой ракеты;

D – калибр сверхзвуковой управляемой ракеты;

Н_р – размах по концевым хордам рулей;

Н_л – размах по концевым хордам лопастей стабилизатора,

лопасти стабилизатора имеют симметричные заострения передней и задней кромок, при этом расстояние между начальным положением центра масс ракеты и положением центра масс на пассивном участке траектории не превышает двух калибров, длина концевой хорды руля равна 0,4…0,7 длины корневой хорды руля.