Авиационная ракета

Изобретение относится к ракетам класса «воздух-воздух». Ракета содержит фюзеляж, двигатель и головку самонаведения, а также отцепляемый парашют, уложенный в сбрасываемый обтекатель, расположенный перед носовой частью ракеты. Ракета имеет оперение, установленное с возможностью менять свое положение относительно центра масс ракеты и расположенное на ограниченно скользящей втулке на фюзеляже ракеты. Нос ракеты, ее рули и оперение имеют очень острую переднюю кромку. Оперение выполнено фиксируемым в переднем положении, с возможностью расфиксирования при обнулении. Изобретение позволяет управлять направлением движения ракеты. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к ракетам класса «воздух-воздух».

Известны подобные ракеты, см. например, пат. №2439476, содержащие фюзеляж, двигатель, и головку самонаведения (далее ГСН).

Недостатком известных ракет является невозможность пуска назад. Когда-то некие неучи попробовали пускать с самолета ракету назад, но, как и следовало ожидать, ракета развернулась и стала догонять выпустивший ее самолет.

Задача и технический результат изобретения - возможность пуска ракеты назад в секторе +- 135-180° (относительно носа самолета).

Для этого ракета имеет, как обычно, фюзеляж, двигатель и головку самонаведения, но имеет оперение, установленное с возможностью менять свое положение относительно центра масс ракеты, а также имеет отцепляемый парашют, уложенный в сбрасываемый обтекатель, расположенный перед носовой частью ракеты.

Возможно несколько конструкций оперения, меняющего свое положение, но наиболее практичны две конструкции: оперение расположено на ограниченно скользящей втулке на фюзеляже ракеты, и оперение выполнено поворотным в одной из продольных плоскостей ракеты (их бесконечное множество), см. фиг. 1 - верхняя и нижняя половины.

Поворотное оперение должно иметь какой-то привод, поворачивающий его из одного положения в другое, например, плоскую спиральную пружину, и должно иметь управляемый фиксатор любой конструкции, фиксирующий оперение в переднем (относительно ракеты) положении. Например, управляемые крючки, удерживающие оперение за концы его вращающихся консолей.

Оперение на скользящей втулке, возможно, может не иметь никаких фиксаторов - только ограничители перемещения (выступы на фюзеляже). В переднем положении оно удерживается набегающим потоком (исключение - сброс из отсека, в котором могут образоваться завихрения). А при работающем двигателе оно удерживается перегрузкой от работы двигателя, и опять же набегающим потоком. Сомнительный режим - при раскрытии парашюта. Здесь неясно, какой момент пересилит - либо тяга парашюта, либо аэродинамическая сила на оперении, которое в этом момент под действием перегрузки от парашюта сдвинется в заднее положение. Результат зависит от соотношения площадей парашюта и оперения. Для верности можно добавить управляемый фиксатор скользящей втулки в ее переднем положении, например, выступающий штырь.

На фиг. 1 показана данная ракета, вид сбоку. В верхней половине изображения показан вариант со скользящей втулкой (пунктиром она показана в заднем положении), а в нижней половине эскиза показан вариант с поворотным оперением (пунктиром показано оперение в заднем повернутом положении). Ракета содержит двигатель 1, ГСН - 2 с рулями типа «регрессивная флюгерная утка» 3, носовой сбрасываемый обтекатель 4, в котором находится сложенный парашют. На фюзеляже расположена ограниченно скользящая втулка 5 с оперением 6. Или на фюзеляже в районе центра масс расположены четыре поворотных крыловидных консоли 7.

На фиг. 2 показан воздушный бой с применением данной ракеты.

Работает ракета так: крепится она к самолету носовой частью назад относительно направления полета самолета. Допустим, к нашему самолету 8 сзади с направления 170° приближается истребитель противника 9. Самолет сбрасывает или катапультирует данную ракету 10 назад, и парашют 11 на ней раскрывается с небольшой задержкой, чтобы не задеть крыло или фюзеляж самолета. Оперение ракеты в этот момент находится в ее носовой части (относительно самолета - наоборот). Тотчас же ракета начинает интенсивно тормозиться в набегающем потоке и быстро отстает от самолета.

Чтобы не порвать парашют при большой полетной скорости, парашют может быть регулируемым (то есть изменяемой площади), например, по пат. №2343090, или просто очень прочным. Или даже управляемым - то есть, иметь способность сдвигаться в сторону цели, но это слишком усложнит конструкцию, которая должна быть проста и надежна. Парашют должен быть изготовлен из прочного и термостойкого материала, так как аэродинамический нагрев на скорости 2,5 М составляет около 300°С (стекловолокно, углеволокно).

В компьютер ракеты заранее с самолета вводится траектория истребителя, расстояние до него, момент отцепки парашюта и курсовой угол цели в тот момент, когда произойдет отцепка. Или же компьютер ракеты рассчитывает эти параметры сам, получая данные о цели с самолета.

Поэтому через заданное время ракета отцепляется от парашюта, включает двигатель и пролетает через центральное отверстие парашюта. На всякий случай нос ракеты, ее рули и оперение должны иметь очень острую переднюю кромку, чтобы при необходимости прорезать парашют насквозь (а у поворотного оперения должны быть острыми обе кромки). Возможна другая конструкция парашюта - центральная часть купола может быть выполнена из неплотной воздухопроницаемой ткани типа «марля» или из мелкой сеточки. А на носу ракеты на его оживальной части должны быть 3-4 продольных лезвия.

Оперение в этот момент или несколько позже - при обнулении продольной скорости - открывается (если оно было закрыто фиксатором) и от действия тяги двигателя переходит в заднее положение, обеспечивая нормальную продольную устойчивость ракеты в полете.

Пролетев через отверстие парашюта или прорезав его, ракета поворачивает на заданный курсовой угол, осуществляет поиск цели и летит к ней по пересекающейся траектории (то есть, с упреждением).

Так как скорость ракеты в этот момент близка к 0, то для хорошей управляемости в этот момент ракете желательно иметь отклоняемый вектор тяги.

Если дальность до цели несколько превышает радиус действия ракеты из положения «скорость 0», то ракета может повисеть на парашюте некоторое время, если позволяет высота до земли. А когда истребитель противника подлетит поближе, сработает таймер, ракета отцепит парашют и полетит в сторону истребителя противника.

Если ракета инфракрасная и ей желательно иметь аэродинамическую иглу, то игла, чтобы не запутаться в парашюте, должна быть выпускающейся после отцепки парашюта, например, с помощью пироцилиндра.

Следует отметить одну особенность ракеты - так как импульс ее двигателя расходуется не только на разгон ракеты, но даже частично - на ее окончательное торможение, энерговооруженность ракеты должна быть очень большой.

Следует предусмотреть два варианта такой ракеты, отличающиеся только по величине - ракеты средней дальности для поражения вражеских самолетов на дальностях 70-100 км и ракет малой дальности для уничтожения вражеских ракет «воздух-воздух» и зенитных ракет (эти ракеты могут быть выполнены на основе «Вербы»). То есть, для активной обороны самолета.

1. Авиационная ракета, содержащая фюзеляж, двигатель и головку самонаведения, а также отцепляемый парашют, уложенный в сбрасываемый обтекатель, расположенный перед носовой частью ракеты, отличающаяся тем, что имеет оперение, установленное с возможностью менять свое положение относительно центра масс ракеты и расположенное на ограниченно скользящей втулке на фюзеляже ракеты.

2. Ракета по п. 1, отличающаяся тем, что нос ракеты, ее рули и оперение имеют очень острую переднюю кромку, чтобы при необходимости прорезать парашют насквозь.

3. Ракета по п. 1, отличающаяся тем, что оперение выполнено фиксируемым в переднем положении и расфиксируется при обнулении продольной скорости.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Адаптер для установки космических аппаратов состоит из ряда конструктивно идентичных платформ, последовательно связанных между собой посредством несущих штанг.

Ракета // 2660968
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть применено в ракетах с отделяемой стартовой ступенью. Ракета содержит маршевую ступень и отделяемую стартовую ступень с двигателем и механизмом разделения.

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.

Изобретение относится к зенитным и к авиационным ракетам класса «воздух-воздух». Технический результат - улучшение маневренности ракет.

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).

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.

Устройство предназначено для систем управления и угловой стабилизации летательных аппаратов. Устройство содержит электромагнит с катушками управления и поворотным двуплечим якорем, газораспределительное устройство, выполненное в виде корпуса с входным и выходными каналами и размещенными в нем поршнем с уплотнительными кольцами, клапаном, входными и выходными дросселями, кроме этого, в корпусе выполнена цилиндрическая проточка, расположенная между уплотнительными кольцами и сообщающаяся с входным каналом, а также с входными дросселями.

Изобретение относится к способам сборки устройств управления. .

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к системам управления ракетами. .

Изобретение относится к устройствам управления, преимущественно для ракетно-космической техники. .

Изобретение относится к оборудованию для сборки устройств управления, преимущественно для ракетно-космической техники. .

Изобретение относится к боеприпасам для авиационного артиллерийского оружия. .

Изобретение относится к оборонной технике, к управляемым ракетам и снарядам и может быть использовано в пневматических рулевых приводах систем управления ракет и снарядов.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к отсеку разделения снаряда. Содержит оболочку с дном, опорное кольцо, поршень, источник энергии с инициирующим устройством и узел форсирования, скрепляющий разделяемые элементы конструкции.

Изобретение относится к ракетам класса «воздух-воздух». Ракета содержит фюзеляж, двигатель и головку самонаведения, а также отцепляемый парашют, уложенный в сбрасываемый обтекатель, расположенный перед носовой частью ракеты. Ракета имеет оперение, установленное с возможностью менять свое положение относительно центра масс ракеты и расположенное на ограниченно скользящей втулке на фюзеляже ракеты. Нос ракеты, ее рули и оперение имеют очень острую переднюю кромку. Оперение выполнено фиксируемым в переднем положении, с возможностью расфиксирования при обнулении. Изобретение позволяет управлять направлением движения ракеты. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Наверх