Ракета
Владельцы патента RU 2722329:
Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Факел" имени Академика П.Д. Грушина" (RU)
Изобретение относится к области военной техники, а именно к ракетам с аэродинамической схемой управления, и может быть использовано в управляемых ракетах, противоракетах и баллистических ракетах. Технический результат – повышение эффективности управления ракетой за счет снижения действия на нее момента «косой обдувки» - реверса управляющего момента крена. Ракета выполнена по аэродинамической схеме «утка». Она содержит корпус. В нем размещены двигательная установка, система энергопитания, боевое снаряжение, аппаратура системы управления. Эта аппаратура содержит четыре аэродинамических руля. На корпусе расположены симметрично относительно его продольной оси четыре крыла. Для снижения влияния скоса потока за аэродинамическими рулями и корпусом ракеты при ее полете с ненулевым углом атаки на реверс управляющего момента крена и аэродинамического сопротивления ракеты в целом применен единый блок крыльев. Он конструктивно объединяет четыре крыла ракеты в один блок. Этот блок установлен подвижно на кольцевом подшипнике относительно корпуса ракеты. В полете блок обеспечен возможностью свободного вращения относительно строительной оси ракеты и самоустановки крыльев за счет флюгерного эффекта в соответствии со скошенным потоком воздуха за аэродинамическими рулями и корпусом ракеты. 1 ил.
Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится к области военной техники, а именно ракетам с аэродинамической схемой «утка», и может быть использовано при разработке управляемых ракет, противоракет и баллистических ракет.
Уровень техники
Известны конструкции систем управления и стабилизации ракет:
- Карпенко А.В. Российское ракетное оружие 1943-1993 г., справочник, издание второе, СПБ, "ПИКА", 1993, стр. 135, 145, 146;
- Авиация ПВО России и научно-технический прогресс: Боевые комплексы и системы вчера, сегодня, завтра/ под ред. Е.А. Федосова, М., Дрофа, 2001, стр. 214, 215, 282, 286-290.
- Патент РФ 2071027, B64G 1/00, дата публикации: 27.12.1996;
- Патент РФ 2094748 C1, B64G 1/00, дата публикации: 27.10.1997;
- Патент РФ 2111446 C1, B64G 1/00, дата публикации: 20.05.1998;
- Патент РФ 2114382 C1, B64G 1/00, дата публикации: 27.06.1998;
- Патент РФ 24547 U1, B64G 1/00, дата публикации: 10.08.2002;
- Патент FR 1257614 A, B64G 1/00, дата публикации: 07.04.1961;
- Патент US 3063375 A, B64G 1/00, дата публикации: 13.11.1962;
- Патент WO 8100908, B64G 1/00, дата публикации: 02.04.1981.
Общим недостатком этих изобретений, по-нашему мнению, является существенный скос потока за аэродинамическими рулями и корпусом ракеты при ее полете с ненулевым углом атаки (реверс управляющего момента крена), вызванного применением аэродинамической схемы «утка».
В качестве прототипа изобретения может быть рассмотрено техническое решение, предложенное в патенте РФ - Авиационная управляемая ракета, патент №RU 2259536 С1, дата публикации 27.08.2004. Данное техническое решение включает применение на корпусе ракеты тандемно и симметрично расположенных относительно продольной оси ракеты четырех неподвижных крыльев, четырех аэродинамических рулей, имеющих большой размах, переменную по знаку стреловидность по передней кромке и суженную корневую часть, а также четырех неподвижных дестабилизаторов, установленных перед рулями.
По мнению разработчиков данного технического решения, применение дестабилизаторов, которые характеризуются малыми удлинением λдест<0,6, относительной площадью и дестабилизирующим моментом, а также аэродинамических рулей с большим размахом, переменной по знаку стреловидностью по передней кромке и суженную корневую часть (расширенную концевую часть), не позволяет полностью парировать скос потока за аэродинамическими рулями и корпусом ракеты при ее полете с ненулевым углом атаки (реверс управляющего момента крена), однако позволяет сохранить в требуемых пределах запас статической устойчивости при больших значениях балансировочного угла атаки во всем диапазоне чисел Маха.
Недостатками прототипа изобретения являются:
- значительная площадь дополнительных аэродинамических поверхностей, вызывающая дополнительное аэродинамическое сопротивление планера ракеты, особенно на больших углах атаки;
- расширенная концевая часть рулевых поверхностей, что увеличивает величину концевых вихрей на краях крыльев и вызывает дополнительное индуктивное сопротивление планера ракеты, особенно на больших углах атаки.
Указанные недостатки снижают аэродинамическое качество планера ракеты, вызывают снижение скорости полета ракеты при той же тяге двигателя.
Раскрытие сущности изобретения.
Сущность предлагаемого технического решения по конструкции корпуса ракеты заключена в том, что четыре крыла ракеты конструктивно объединены в один блок крыльев, который установлен на кольцевом подшипнике подвижно относительно корпуса ракеты и в полете свободно вращается. Это позволяет осуществить самоустановку крыльев в соответствии со скошенным потоком воздуха за рулевыми поверхностями и корпусом ракеты за счет флюгерного эффекта.
Положительный эффект предлагаемого способа заключается в существенном снижением действия на ракету момента «косой обдувки» (реверса управляющего момента крена) при сохранении несущих свойств ракеты наиболее простым способом без увеличения поверхности корпуса за счет дополнительных аэродинамических поверхностей.
Осуществление изобретения.
Пример осуществления изобретения приведен на Фигуре «Схема устройства, реализующего предлагаемое техническое решение», где цифрами обозначены:
1. Кольцевой подшипник блока крыльев.
2. Блок крыльев.
Ракета, выполненная по аэродинамической схеме «утка», содержащая корпус, размещенные в нем двигательную установку, систему энергопитания, боевое снаряжение, аппаратуру системы управления с четырьмя аэродинамическими рулями, а также расположенные на корпусе симметрично относительно его продольной оси четыре крыла, отличающаяся тем, что для снижения влияния скоса потока за аэродинамическими рулями и корпусом ракеты при ее полете с ненулевым углом атаки на реверс управляющего момента крена и аэродинамического сопротивления ракеты в целом применен единый блок крыльев, конструктивно объединяющий четыре крыла ракеты, который установлен подвижно на кольцевом подшипнике относительно корпуса ракеты и в полете обеспечен возможностью свободного вращения относительно строительной оси ракеты и самоустановки крыльев за счет флюгерного эффекта в соответствии со скошенным потоком воздуха за аэродинамическими рулями и корпусом ракеты.
