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.

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 S_КР - площадь крыла;

S_М - площадь миделя ракеты;

- относительная площадь крыла;

- относительная площадь руля;

S_Р - площадь руля;

λ _КР - удлинение крыла;

L - размах крыла;

L_р - размах руля;

λ _K - удлинение корпуса ракеты;

L_K - длина ракеты;

D_ЭКВ - 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 n_уmах≈ 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 С_X 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≈ 0,6÷ 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=C_у· 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

X=C_Х· q· S,

где С_Х - коэффициент сопротивления ракеты.

На фиг.4-6 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 сопротивления.

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

Формула изобретения

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 S_КР - площадь крыла;

S_М - площадь миделя ракеты;

- относительная площадь крыла;

- относительная площадь руля;

S_р - площадь руля;

λ_КР - удлинение крыла;

L_р - размах руля;

L - размах крыла;

λ_К - удлинение корпуса ракеты;

L_К - длина ракеты;

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

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6