Противосамолётная ракета - 2

Изобретение относится к зенитным и к авиационным ракетам класса «воздух-воздух». Технический результат - улучшение маневренности ракет. Противосамолетная ракета имеет два или более фюзеляжа с реактивными двигателями. Между фюзеляжами имеется крыло. Фюзеляжи по бокам крыла выполнены и размещены таким образом, что выполняют роль аэродинамических шайб на сверхзвуковых скоростях. При этом фюзеляжи имеют кили, примерно перпендикулярные крылу. Они обеспечивают стабилизацию устройства в поперечном к крылу направлении. Имеется система с двумя крыльевыми поверхностями, отстоящими от средней части крыла на 120-150 градусов. Одна из них уменьшает возможность перетока воздуха из зоны повышенного давления, а вторая - подсоса воздуха в зону разрежения. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к зенитным и к авиационным ракетам класса «воздух-воздух».

Известны такие ракеты, см. например, патент № RU 2439476, состоящие из круглого фюзеляжа цилиндрического сечения, ракетного или воздушно-реактивного двигателя, рулей и оперения.

Недостатком известных ракет является низкое аэродинамическое качество оперения, из-за чего их возможности по достигаемой в полете перегрузке (то есть по маневренности) ограничены. Современные беспилотные самолеты и крылатые ракеты, в которых нет человека и, следовательно, их допустимая перегрузка в полете может достигать 20 и более g, скоро «научатся» делать противоракетный маневр, и их поражение существующими противосамолетными ракетами станет невозможным.

Задача и технический результат изобретения - улучшение маневренности противосамолетных ракет. Кроме того, предлагаемая ракета сможет с разворотом стрелять назад по ходу полета самолета, так как за счет хорошего аэродинамического качества сможет сразу после пуска развернуться в воздухе на 180 градусов.

ВАРИАНТ 1. Для этого данная ракета содержит вышеупомянутые элементы, но имеет два или более фюзеляжа с реактивными двигателями, между которыми имеется крыло. Аэродинамическое качество такого крыла достаточно велико, так как фюзеляжи по бокам крыла играют роль аэродинамических шайб. Несущая способность самих фюзеляжей при этом тоже повышается см. фиг. 2.

Возможно, аэродинамическое качество крыла повысится (необходимы продувки во всем диапазоне скоростей), если к его средней части между фюзеляжами добавить две консоли по бокам фюзеляжей, лежащих в плоскости средней части крыла, см. фиг. 1, 3. Или, возможно, лучшее аэродинамическое качество на сверхзвуковых скоростях покажет система с двумя крыльевыми поверхностями, отстоящими от средней части крыла на 120-150 градусов, см. фиг. 4. При этом одна такая поверхность ограничивает переток воздуха из зоны повышенного давления, а вторая ограничивает подсос окружающего воздуха в зону разрежения.

Для стабилизации в поперечном к крылу направлении фюзеляжи имеют небольшие кили, примерно перпендикулярные крылу.

Повышенную маневренность такая ракета имеет только в направлении, перпендикулярном плоскости крыла, поэтому управляется такая ракета «по-самолетному», то есть для поворота ракета сначала делает крен, а затем увеличивает подъемную силу на крыле. Для возможности совершения крена ракеты ее передние рули «утка» имеют возможность делать «ножницы» (как рули на МИГ-23), причем рули могут быть расположены только с одной стороны каждого фюзеляжа - с «наружной». Такое расположение рулей также уменьшает их интерференцию с крылом.

Для хорошей управляемости центр тяжести ракеты должен с достаточной точностью находиться между фюзеляжами на равном расстоянии от обоих. Добиваться этого можно, в частности, меняя в некоторых пределах массу боевой части ракеты, которая может быть расположена только в одном фюзеляже ракеты. В другом фюзеляже может быть расположена головка самонаведения, электропитание, система управления. Но возможен вариант, когда боевые части будут в каждом фюзеляже, но, возможно, разной массы.

По сравнению с одинарной ракетой такого же диаметра ракета будет иметь больший удельный импульс, так как та же самая полезная нагрузка будет снабжена не одним, а двумя ракетными двигателями.

ВАРИАНТ 2. Можно применить два или более фюзеляжей, соединенных вплотную без крыла между ними. То есть ракета содержит двигатель и рули, но имеет два или более фюзеляжей, соединенных боками вплотную с зализами в месте стыка.

Имеет смысл соединять так не более трех фюзеляжей, см. фиг 5.

Ракета по второму варианту так же, как и по первому, может иметь боковые консоли или крыльевые поверхности.

На фиг. 1 в виде сверху, а на фиг. 3 в разрезе по миделю (то есть по наибольшему сечению крыла) 3 показан первый вариант ракеты с двумя фюзеляжами и с двумя боковыми консолями. На фиг. 2 показан первый вариант ракеты без боковых консолей. На фиг. 4 показан первый вариант ракеты с двумя крыльевыми поверхностями с каждого бока, расположенными под углами ±135 градусов. На фиг. 5 показан второй вариант ракеты с тремя фюзеляжами.

На каждой из фигур обозначены: 1 - фюзеляж, 2 - крыло, 3 - боковые консоли, 4 - боковые крыльевые поверхности, 5 - рули типа «регрессивная флюгерная утка» (патент №2410286), 6 - кили.

Работает ракета так: при необходимости маневра ракета за счет «ножниц» (т.е. разнонаправленного отклонения рулей) рулей 5 разворачивается по крену так, чтобы плоскость крыла 2 была перпендикулярна направлению требуемого маневра, и за счет однонаправленного отклонения рулей 5 выполняет маневр с требуемой перегрузкой (этот способ полета ракет рассматривался ранее). В остальном ракета работает, как обычная противосамолетная ракета.

1. Противосамолетная ракета, содержащая рули, оперение и двигатель/двигатели, отличающаяся тем, что имеет два или более фюзеляжа с реактивными двигателями, между которыми имеется крыло, причем фюзеляжи по бокам крыла выполнены и размещены таким образом, что выполняют роль аэродинамических шайб на сверхзвуковых скоростях, при этом фюзеляжи имеют кили, примерно перпендикулярные крылу, обеспечивающие стабилизацию устройства в поперечном к крылу направлении, и систему с двумя крыльевыми поверхностями, отстоящими от средней части крыла на 120-150 градусов, одна из которых уменьшает возможность перетока воздуха из зоны повышенного давления, а вторая - подсос воздуха в зону разрежения.

2. Ракета по п. 1, отличающаяся тем, что передние рули «утка» имеют возможность делать «ножницы», причем рули расположены только с одной стороны каждого фюзеляжа.



 

Похожие патенты:

Предлагаемая группа изобретений относится к военной технике, в частности к системам управляемого оружия с лазерными полуактивными головками самонаведения (ЛПГСН).

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в конструкциях малогабаритных ракет. Бикалиберная ракета содержит отделяемый стартовый двигатель с посадочным гнездом, в которое установлена кормовая часть маршевой ступени с кольцевым насадком, расположенным перед торцом двигателя.

Изобретение относится к области ракетной техники. Самоприцеливающийся боевой элемент содержит корпус с боевой частью, вращающийся парашют с полюсным отверстием, при этом внутри корпуса элемента перпендикулярно его продольной оси установлены выдвижные подпружиненные тормозные щитки.

Изобретение относится к авиационным ракетам различных классов. Технический результат – уменьшение аэродинамического сопротивления ракеты за счет заднего торца.

Изобретение относится к ракетам с динамическими помехами для различных их классов. Технический результат – повышение эффективности создания радиолокационных помех радиолокатору оборонительной системы объекта.

Изобретение относится к способам спасения людей с применением авиационных средств. Способ оперативной доставки средств спасения с использованием ракетного комплекса заключается в выборе из комплекта ракеты, оснащенной взаимозаменяемой головной частью (ГЧ).

Группа изобретений относится к области вооружения и может быть использована при проектировании и модернизации управляемых боеприпасов, включающих в свою конструкцию отделяемый на траектории носовой обтекатель.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к области малогабаритных управляемых снарядов, преимущественно с дозвуковыми и трансзвуковыми скоростями полета, и может быть использовано в конструкциях с различными аэродинамическими схемами.

Группа изобретений относится к ракетной технике, а именно к сверхзвуковым крылатым ракетам, предназначенным для поражения наземных целей, включая легкоуязвимые площадные наземные объекты, в том числе критичные по времени мобильные цели.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к реактивным снарядам реактивных систем залпового огня. В сверхзвуковом реактивном снаряде рули размещены на заостренной носовой части корпуса на расстоянии от переднего торца снаряда, выбираемом в пределах значений, рассчитываемых по формуле: , при этом каждый из них снабжен аэродинамическим обтекателем, выполненным в виде тела вращения, выступающего за переднюю кромку руля на величину (0,10-0,25)ар.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к устройствам, обеспечивающим сохранность ракеты при ее размещении в транспортно-пусковом контейнере (ТПК) на носителях, транспортно-заряжающих машинах, базах долговременного хранения. Ракета в транспортно-пусковом контейнере содержит осесимметричный фюзеляж с опорными накладками, закрепленными вдоль его наружной поверхности, двигательную установку, складывающиеся аэродинамические поверхности, трубу транспортно-пускового контейнера. Фюзеляж ракеты установлен в трубе ТПК с зазором, устройства герметизации внутренних полостей ракеты и трубы ТПК. Труба ТПК выполнена в виде скрепленных головной и хвостовой секций. Головная секция выполнена из материала с модулем Юнга, превосходящим модуль Юнга материала хвостовой секции не менее чем в полтора раза. Зазор между фюзеляжем и головной секцией трубы ТПК превышает зазор между фюзеляжем и хвостовой секцией трубы ТПК. Опорные накладки размещены в хвостовой секции ТПК на шпангоутах фюзеляжа с шагом, не превышающим 1/7 длины хвостовой секции ТПК. Вокруг продольной оси фюзеляжа ракеты с угловым шагом, не превышающим 50°, на наружной поверхности секций трубы ТПК выполнены опорные пояса из того же материала, что и соответствующая секция. Внутренняя поверхность хвостовой секции трубы ТПК может быть выполнена цилиндрической формы, внутренняя поверхность головной секции трубы ТПК выполнена цилиндроконической формы, расширяющейся к внешнему краю секции, фюзеляж ракеты внутри головной секции выполнен суживающимся к внешнему краю секции. Часть опорных накладок закреплена на линии расположения узлов крепления к фюзеляжу складывающихся аэродинамических поверхностей. Изобретение позволяет обеспечить снижение ударных нагрузок на агрегаты ракеты в ТПК, как при расчетных, так и случайных продольных и поперечных нагрузках, упростить крепление ТПК к пусковой установке. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к зенитным и к авиационным ракетам класса «воздух-воздух». Технический результат - улучшение маневренности ракет. Противосамолетная ракета имеет два или более фюзеляжа с реактивными двигателями. Между фюзеляжами имеется крыло. Фюзеляжи по бокам крыла выполнены и размещены таким образом, что выполняют роль аэродинамических шайб на сверхзвуковых скоростях. При этом фюзеляжи имеют кили, примерно перпендикулярные крылу. Они обеспечивают стабилизацию устройства в поперечном к крылу направлении. Имеется система с двумя крыльевыми поверхностями, отстоящими от средней части крыла на 120-150 градусов. Одна из них уменьшает возможность перетока воздуха из зоны повышенного давления, а вторая - подсоса воздуха в зону разрежения. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Наверх