Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ СХЕМЫ "УТКА"
УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ СХЕМЫ "УТКА"

УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ СХЕМЫ "УТКА"

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Область применения: управляемые ракеты классов "воздух-воздух", "воздух-поверхность", "поверхность-воздух", в авиационных и зенитных боевых комплексах. Сущность изобретения: уменьшение на 50% и более площади наружной поверхности ракеты путем сброса двигательной установки, а также обеспечение требуемых характеристик устойчивости и управляемости ракеты как летательного аппарата до и после расстыковки отсеков путем использования тандемного двухконсольного крыла и оптимизации его размещения на корпусе носового модуля отсека полезной нагрузки и отсека двигательной установки. 1ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

   С помощью Яндекс:  

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2064655
Класс(ы) патента: F42B10/00
Номер заявки: 5101861/11
Дата подачи заявки: 18.07.1991
Дата публикации: 27.07.1996
Заявитель(и): Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем
Автор(ы): Панкратов О.Н.; Давыдов А.Н.; Островский Ю.М.; Жогин С.В.; Дубов И.А.; Минаев Ю.А.; Суров Ю.М.; Волочков Б.Е.
Патентообладатель(и): Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем
Описание изобретения: Изобретение относится к области управляемых ракет классов "воздух-воздух", " воздух-поверхность", "поверхность-воздух", может быть использовано в авиационных и зенитных боевых комплексах.
Наиболее близким по технической сущности решением является ракета аэродинамической схемы "утка", содержащая корпус с рулями и модулем-отсеком полезной нагрузки и соединенный с ним отсек двигательной установки с крыльями. В модуль-отсеке размещены головка самонаведения, рулевой привод, системы управления, энергообеспечения и боевого снаряжения. С модулем-отсеком полезной нагрузки посредством быстроразъемного соединения (например, байонетного) состыкована двигательная установка с размещенными на ее корпусе крыльями. Крылья имеют удлинение λ 0,5-1,0, площадь 7,2-12 от площади модуля отсека полезной нагрузки и установлены да расстоянии 0,2-0,6 длины модуля полезной нагрузки от донного среза двигательной установки. (Афонин П.М. Беспилотные летательные аппараты", Маш-е М, 1967, с. 15)
Главным недостатком известного изобретении принятого за прототип является невозможность разделить в полете модуль-отсек полезной нагрузки и отсек двигательной установки, что приводит к расходованию общей кинетической энергии ракеты на ту часть силы сопротивления, которая связана с наличием в составе ракеты отработавшего двигателя.
Кроме того, наличие двигателя в составе ракеты до момента встречи с целью увеличивает ее заметность в инфракрасном (ИК) и радиадиопазоне.
Техническим результатом от использования данного изобретения является расширение диапазона тактического применения ракеты и снижение ее заметности на траектории за счет разделения в полете головного модуля и двигательной установки, а также изменения конструкции и размещения крыла.
Указанный технический результат достигается тем, что в управляемой ракете аэродинамической схемы "утка", содержащей корпус с рулями и модулем-отсеком полезной нагрузки и соединенный с ним отсек двигательной установки, соединение модуля-отсека полезной нагрузки с отсеком двигательной установки выполнено в виде разрывных стыковочных узлов крепления с устройством разделения в виде пироболтов, а каждое крыло выполнено в виде двух тандемно расположенных консолей, одна из которых размещена на корпусе модуля-отсека полезной нагрузки при этом задняя кромка бортовой консоли крыла расположена от заднего торца отсека, на расстоянии 0oC0,8 его длины, а вторая расположена на корпусе отсека двигательной установки на расстоянии 0,2oC0,6 длины модуля полезной нагрузки от данного среза двигателя, при этом площади крыла в пределах одной пары распределены пропорционально массам разделяемых отсеков
Сущность изобретения заключаются в следующем. Известно, что боевые возможности управляемых ракет во многом определяются их баллистическими характеристиками. Например, в воздушном бою с противником, оказывающим огневое противодействие своим ракетным вооружением для выигрыша воздушного боя необходимо опередить его в поражении. Для этого необходимо иметь преимущество в максимальной скорости ракеты и добиться высокого аэродинамического совершенства ее конструкции в условиях жестких ограничений по массе и в особенности по длине ракеты.
При использовании заявленного изобретения появляется возможность существенно снизить торможение ракеты, отделив от модуля полезной нагрузки отработавший двигатель.
Уменьшение на 50% и более площади наружной поверхности ракеты после сброса двигательной установки, имеющей к тому же резкий температурный контраст по отношению к остальной конструкции, приводит к существенному уменьшению заметности ракеты на траектории, что затрудняет ее обнаружение и перехват противником, увеличивает фактор внезапности атаки.
Для реализации этого замысла необходимо обеспечить требуемые характеристики устойчивости и управляемости ракеты как летательного аппарата до и после расстыковки отсеков. Эта задача решается за счет использования тандемного двухконсольного крыла и оптимизации его размещения на корпусе носового модуля отсека полезной нагрузки и отсека двигательной установки. Расчеты показывают, что размещение каждой консоли крыла в пределах указанного в заявленном решении диапазоне по продольной оси ракеты позволяет успешно решить данную задачу.
Изобретение поясняется чертежом, на котором показан общий вид ракеты.
Предлагаемая ракита аэродинамической схемы "утка" имеет неизменный модуль-отсек полезной нагрузки 1 с размещенными на его корпусе рулями 2 и передними консолями крыльев 3, а также двигательную установку 4 с размещенными на ее корпусе задними консолями крыльев 5, соединенную с модулем-отсеком полезной нагрузки разрывными узлами крепления 6, имеющими устройство разделения, например, при помощи пироболтов. Передние и задние консоли крыльев расположены тандемно, образуя четыре пары консолей, причем задние консоли крыла смещены от донного среза двигателя вперед на величину 0,2-0,6 длины модуля полезной нагрузки, а передние консоли крыла на величину 0-0,8 длины модуля полезной нагрузки от его донного среза до задней точки бортовой хорды. Конкретное расположение каждого крыла выбирается из условия обеспечения оптимальных характеристик устойчивости и управляемости ракеты до и после расстыковки. Площади каждой консоли одной пары распределяются пропорционально массам отсеков 1 и 4.
Предлагаемая ракета функционирует следующим образом.
С момента пуска ракеты и до окончания работы двигателя 4 управление ракеты осуществляется рулями 2, эффективность которых, а также параметры рулевого привода выбираются из условий обеспечения требуемых характеристик управления на активном участке. Специально проведенные продувки ракет с тандемно-многокосольными крыльями показали, что такие крылья обеспечивают более высокие несущие свойства, чем одноконсольные той же площади. Поэтому наличие у заявляемой ракеты двухконсольных и тандемно расположенных крыльев 3 и 5 обеспечит ракете на активном участке несущие свойства не хуже, чем у ракеты по основному изобретению.
По окончанию активного участка, а при необходимости и в любой другой момент времени, по команде системы управления ракеты производят расстыковку разрывных узлов крепления отсеков 6, имеющих устройство разделения, например, путем подачи электросигнала на пироболты устройства разделения узла стыковки 6, и производят отделение отсека двигательной установки 4 от модуля-отсека полезной нагрузки 1 за счет силы сопротивления набегающего потока воздуха или принудительным отталкиванием отсека двигательной установки известными способами (пружина, пиропатрон и т.п.).
Благодаря наличию на корпусе отсека 1 крыльев и их правильному размещению вдоль продольной оси в диапазоне 0-0,8 длины данного отсека, образуется новый летательный аппарат с существенно меньшей эффективной отражающей поверхностью в радиодиапазоне и малой заметностью в ИК-диапазоне, обладающий высокими баллистическими характеристиками: уменьшенным по сравнению с исходной ракетой аэродинамическим сопротивлением и повышенными характеристиками маневренности. Последнее достигается выбором площади консоли крыла 3, а также благодаря тому, что подъемная сила рулей 2 после расстыковки воздействует на ракету меньшей массы и длины.
Данное изобретение позволяет на 40% увеличить максимальную дальность пуска по сравнению с основным изобретением (прототипом) в 2-3 раза уменьшить заметность ракеты в радио и ИК диапазонах. Кроме того, использование данного изобретения позволяет снять остроту ограничения на длину ракеты при ее разработке, т.к. позволяет успешно применять надкалиберные двигатели.
Формула изобретения: Управляемая ракета аэродинамической схемы "утка", содержащая корпус с рулями и модулем-отсеком полезной нагрузки и соединенный с ним отсек двигательной установки с крыльями, отличающаяся тем, что соединение модуля-отсека полезной нагрузки с отсеком двигательной установки выполнено в виде разрывных стыковочных узлов крепления с устройством разделения в виде пироболтов, а каждое крыло выполнено в виде двух тандемно расположенных консолей, одна из которых размещена на корпусе модуля отсека полезной нагрузки, при этом задняя кромка бортовой консоли крыла расположена от заднего торца отсека на расстоянии 0 0,8 его длины, а вторая расположена на корпусе отсека двигательной установки на расстоянии 0,2 0,6 длины модуля полезной нагрузки от донного среза двигателя, при этом площади крыла в пределах одной пары распределены пропорционально массам разделяемых отсеков.