Управляемая ракета


 


Владельцы патента RU 2546740:

Открытое акционерное общество "Государственное машиностроительное конструкторское бюро "Вымпел" имени И.И. Торопова" (RU)

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в управляемых ракетах. Управляемая ракета содержит корпус, аэродинамические крылья и рули, гаргрот, размещенный вдоль корпуса в развале рулей и крыльев. Размах крыльев, в развале которых размещен гаргрот, меньше размаха остальных крыльев. Изобретение позволяет повысить точность наведения на цель. 1 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к управляемым ракетам, и может быть использовано в различных типах и классах ракет, конструкция которых предусматривает наличие гаргрота.

Данный конструктивный элемент, являющийся по существу объемным, ориентированным в продольном направлении и размещаемым снаружи корпуса, закрывает проводку управления, трубопроводы и электрические провода, выступающие за основные габариты корпуса, и широко известен в авиационной, космической и ракетной технике.

В частности, применительно к авиационной технике, из патента РФ №2207968, класс В64С 30/00 1999 г. известна конструкция многоцелевого высокоманевренного сверхзвукового самолета, содержащего гаргрот, а из заявки №2008115362, класс B64D 27/00, 2009 - наличие гаргрота в беспилотном летательном аппарате.

Наличие гаргрота в аэрокосмической технике также известно из патента РФ №2072949, класс B64D 37/02, 1997.

В книге «И.И. Торопов - Основатель и первый главный конструктор ГосМКБ «Вымпел». К столетию со дня рождения». Издательский дом «Авиамир», 2007 год приведен внешний вид ракет класса «воздух-воздух» Р-33 (стр.162), Р-73 (стр.161), РВВ-АЕ (стр.164, ближайший аналог), Х-29-ТЕ (стр.274), каждая из которых содержит корпус, размещенные в корпусе двигательную установку, аппаратуру системы управления, боевое снаряжение. При этом на корпусе симметрично расположены основные аэродинамические поверхности - крылья и рули. Также на корпусе ракеты размещен гаргрот, выступающий за его габариты и защищающий электрокоммуникации от внешнего воздействия.

При полете ракеты с углами атаки в произвольной плоскости гаргрот оказывается под углом к набегающему потоку и, как крыло малого удлинения, создает подъемную силу во всех каналах управления, формируя паразитную перекрестную связь между ними и, при больших углах атаки, приводя к трехканальной неустойчивости.

Техническим результатом, для достижения которого предназначено заявленное изобретение, является создание управляемой ракеты, конструкция которой исключала бы указанный выше, привносимый гаргротом недостаток, т.е. существенно снижала бы влияние этого недостатка на аэродинамику полета ракеты и на точность ее наведения на цель.

Получение указанного технического результата обеспечивается тем, что в заявленной управляемой ракете, содержащей корпус с симметрично расположенными на нем основными аэродинамическими поверхностями - крыльями и рулями, а также гаргротом, размещенным в их развале, размах крыльев, в развале которых размещен гаргрот, выполнен меньше размаха остальных крыльев на величину, обеспечивающую снижение несущих свойств этих крыльев на величину, сопоставимую с величиной несущих свойств гаргрота для уравновешивания его подъемной силы.

Сущность изобретения поясняется фигурой 1, на которой приведен вид вдоль оси ракеты, содержащей корпус 1, симметрично расположенные на корпусе аэродинамические поверхности, в частности крылья 2, 3, и размещенный в развале крыльев 3 гаргрот 4. Крылья 3 имеют меньшую высоту (размах), нежели крылья 2. Величина этого размаха или разница высот между крыльями 2 и крыльями 3, как и величина площади этих крыльев, выбирается в каждом случае с учетом очевидных технических (конструктивных) ограничений и должна обеспечивать крыльям 3 уменьшение несущих свойств, по сравнению с крыльями 2, на величину, сопоставимую с несущими свойствами гаргрота, для нейтрализации возникающего от гаргрота момента относительно продольной оси ракеты.

Таким образом, предлагаемое конструктивное выполнение крыльев при полете ракеты на больших углах атаки и управлении в плоскости крыльев будет уравновешивать момент, возникающий от гаргрота 4, что в свою очередь исключит паразитную аэродинамическую связь между каналами управления и трехканальную неустойчивость.

Управляемая ракета, содержащая корпус с симметрично размещенными на нем основными органами управления - аэродинамическими крыльями и рулями, а также гаргрот, размещенный вдоль корпуса в развале рулей и крыльев, отличающаяся тем, что размах крыльев, в развале которых размещен гаргрот, выполнен меньше размаха остальных крыльев, обеспечивающий снижение их несущих свойств на величину, сопоставимую с величиной несущих свойств гаргрота.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в крылатых ракетах. Вращающаяся двухступенчатая крылатая ракета (КР) с пятью степенями свободы пространственного движения содержит корпус, стабилизированный по шестой степени свободы вращением, в виде фигуры вращения с крыльями, рулями и активной аэродинамической насадкой, одноканальную систему управления, рулевой привод, отделяемый стартовый ускоритель с аксиальным турбореактивным двигателем с газодинамической насадкой, маршевую ступень с n-канальной системой формирования подъемной силы в режиме вращения и малогабаритным одноразовым турбореактивным двигателем со складывающимся воздухозаборником, головку самонаведения.

Изобретение относится к ракетному вооружению, в частности к области малогабаритных управляемых снарядов. Управляемый снаряд выполнен по аэродинамической схеме «утка».

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в управляемых ракетах. Управляемая ракета (УР) содержит последовательно телескопически соединенные радиальными винтами с гайками и коническими головками отсеки из цилиндрических тонкостенных оболочек, маршевый двигатель, боевую часть.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к блокам системы управления для реактивных снарядов. Блок системы управления реактивного снаряда содержит корпус с оживальной частью, раскладывающиеся в полете аэродинамические рули с приводами и блоком управления, смонтированные на оживальной части.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в ракетном вооружении. Управляемая ракета содержит головной отсек, присоединенный к другому отсеку винтами и элементом крепления в виде кольца прямоугольного сечения с дугообразными зацепами с внутренней цилиндрической поверхности и выступами на торцевой поверхности.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным частям со стабилизатором реактивных снарядов. Ракетная часть со стабилизатором реактивного снаряда содержит корпус с многосопловым блоком и раскрывающийся стабилизатор с лопастями.

Изобретение относится к области ракетной техники и предназначено для применения в ракетах, запускаемых из транспортно-пускового контейнера. Конструкция узла механизма удержания представляет собой кронштейн, на котором смонтированы упор, флажок, тандер и зацеп, размещенный на оси вращения в передней части кронштейна механизма удержания.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к управляемым ракетам. Управляемая ракета содержит корпус с симметрично размещенными на нем основными органами управления - аэродинамическими поверхностями и рулями, а также гаргрот.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к управляемым пулям. Управляемая пуля содержит балансировочный груз, стабилизирующие элементы, аэродинамические органы управления, блок привода органов управления и систему управления по лучу, включающую фотоприемник и бортовую аппаратуру.

Группа изобретений относится к области ракетной техники и может быть использована в атмосферных ракетах, в частности в управляемых бикалиберных ракетах. Бикалиберная ракета содержит ракетный двигатель твердого топлива.

Изобретение относится к области военной техники и может быть использовано при стрельбе преимущественно из гладкоствольного оружия. Во время разгона метаемого снаряда (МС) при стрельбе предварительно между дном ствола и МС с корпусом цилиндрической формы создают избыточное давление пороховых газов и формируют несущий газовый слой в направлении тыльной части МС для обеспечения его направленного движения к выходному отверстию ствола.

Изобретение относится к области управляемых ракет, а именно к складным аэродинамическим рулям беспилотных летательных аппаратов. Складной аэродинамический руль беспилотного летательного аппарата состоит из корневой части, складывающейся части, подпружиненных стопоров и оси складывания с пружиной.

Изобретение относится к области ракетных вооружений, в частности к рулевому приводу и способу управления полетом управляемого снаряда. Рулевой привод управляемого снаряда содержит корпус, основание, фильтр, воздухозаборник, электромагнитные клапаны и пневмоцилиндры рулевых машин.

Изобретение относится к области военной техники, а именно к системе угловой стабилизации вращающегося снаряда. Система угловой стабилизации вращающегося снаряда содержит измеритель угловых отклонений с чувствительным элементом, блок преобразования сигналов и исполнительный орган.

Изобретение относится к оружию и может быть использовано в высокоточном огнестрельном гладкоствольном оружии. Устройство газостатического центрирования снаряда содержит ствол с казенной частью, запертой корпусом двойного ударного механизма, внутреннюю втулку с продольным каналом.

Изобретение относится к складным аэродинамическим поверхностям летательных аппаратов, в частности ракет. .

Изобретение относится к управляемым вращающимся снарядам. .

Изобретение относится к области военной техники, а именно к устройствам угловой стабилизации вращающихся реактивных снарядов. .

Изобретение относится к области артиллерийских управляемых снарядов. .

Изобретение относится к устройствам для гашения колебаний и может быть использовано для технического оснащения военной техники в качестве виброударозащитного устройства при эксплуатации снарядов РСЗО в экстремальных условиях полета.

Группа изобретений относится к области обороны, а именно к устройствам и способам увеличения дульной скорости пули и ликвидации отдачи. Устройство увеличения дульной скорости пули и ликвидации отдачи состоит из ствола, патронника, надульника. Параллельно стандартному патроннику установлен второй патронник. Второй патронник связан с каналом, выход из которого связан с нарезной частью канала на расстоянии, обеспечивающем значение дульного давления пороховых газов больше среднего давления пороховых газов, но меньше максимально допустимого давления пороховых газов при выстреле. Конец нарезной части ствола связан с соплами Лаваля и концевой частью ствола. Выход из сопел Лаваля связан с атмосферой. Концевая часть ствола совместно с пулей обеспечивают запирание пороховых газов на время их поворота относительно оси канала ствола на угол (180-α)°, где α - угол между осью ствола и осью потока (движения) пороховых газов. Технический результат заключается в увеличении дальности прямого выстрела оружия, а также увеличении убойной силы пули. 3 н.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх