Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
РАКЕТА
РАКЕТА

РАКЕТА

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Использование: изобретение относится к ракетной технике, в частности, к управляемым ракетам, и может быть использовано в различных типах и классах ракет с решетчатыми аэродинамическими поверхностями. Сущность изобретения: ракета выполнена по нормальной аэродинамической схеме, содержит корпус, размещенные в нем двигательную установку, аппаратуру системы наведения и системы управления, а также четыре неподвижных крыла и четыре решетчатых руля системы управления. Крылья и рули системы управления расположены на корпусе равномерно относительно его продольной оси. Высокие маневренные характеристики ракеты обеспечиваются за счет выполнения крыльев, решетчатых рулей и корпуса ракеты с определенными соотношениями размеров этих частей. 7 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

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: 2085826
Класс(ы) патента: F42B15/00
Номер заявки: 95107199/11
Дата подачи заявки: 11.05.1995
Дата публикации: 27.07.1997
Заявитель(и): Государственное машиностроительное конструкторское бюро "Вымпел"
Автор(ы): Богацкий В.Г.; Бычков Е.А.; Ватолин В.В.; Ильин А.М.; Ищенко В.В.; Левищев О.Н.; Лернер Л.И.; Пустовойтов В.А.; Рейдель А.Л.; Соколовский Г.А.
Патентообладатель(и): Государственное машиностроительное конструкторское бюро "Вымпел"
Описание изобретения: Изобретение относится к ракетной технике, в частности к управляемым ракетам, и может быть использовано в различных типах и классах ракет с решетчатыми аэродинамическими поверхностями.
Известна ракета, выполненная по нормальной аэродинамической схеме, содержащая корпус, размещенные в нем двигательную установку, аппаратуру системы наведения и системы управления, а также четыре неподвижных крыла и четыре управляющих решетчатых руля системы управления, расположенных на корпусе равномерно относительно его продольной оси. Эта ракета с разной степенью раскрытия описана в журналах: Flight International 4-10 марта 1992, N 4308, с. 24-25. Flight International 11-17 марта 1992, N 4309, с. 15 и наиболее полно в журнале "Крылья Родины" N 8 93 (цветной вкладыш и с. 26). Последнее техническое решение взято в качестве прототипа по данной заявке.
Эта авиационная управляемая ракета класса "воздух-воздух" имеет цилиндрический корпус и крылья малого удлинения и простой формы в плане. Корпус и крылья являются основными элементами, создающими подъемную силу. Носовая часть имеет оживальную форму. Наиболее интересным аэродинамическим решением в компоновке ракеты является использование решетчатых рулей, реализующих бессрывное обтекание.
В описанных выше решениях не представлены соотношения геометрических размеров крыла, решетчатого руля и корпуса ракеты, что не позволяет судить о возможности достижения высоких аэродинамических характеристик, в частности об углах атаки и допустимых перегрузках.
Задачей изобретения является разработка всеракурсной высокоманевренной ракеты с высокими аэродинамическими характеристиками.
Для решения поставленной задачи в управляемой ракете, выполненной по нормальной аэродинамической схеме, содержащей корпус, размещенные в нем двигательную установку, аппаратуру системы наведения и системы управления, а также четыре неподвижных крыла и четыре управляющих решетчатых руля системы управления, расположенных на корпусе равномерно относительно его продольной оси, крылья, решетчатые рули системы управления и корпус выполнены таким образом, что имеют следующие соотношения размеров:


Нр/Lр 0,3-0,55

n Нр /t + 1 3-5
Sр n·Lр·b



где Sкр площадь крыла;
Sм площадь миделя ракеты;
относительная площадь крыла;
относительная площадь решетчатого руля;
Sр площадь несущей поверхности решетчатого руля;
Hр высота решетчатого руля;
Lр размах решетчатого руля;
относительный шаг планов решетчатого руля;
t шаг планов решетчатого руля;
b ширина планов решетчатого руля;
n количество (число) планов решетчатого руля;
λкp удлинение крыла;
L размах крыла;
λк удлинение корпуса ракеты;
Lк длина ракеты;
Dэкв диаметр круга, площадь которого соответствует площади миделя ракеты.
При использовании ракеты согласно изобретению обеспечивается поражение воздушных целей, в том числе высокоманевренных истребителей и штурмовиков днем и ночью, в простых и сложных метеоусловиях, с любых направлений (всенаправленность) при активном информационном (помеховом) и маневренном противодействии противника. Ракета способна поражать такие специфические цели, как крылатая ракета, ракета "воздух-воздух" и т.д.
Ракета с заявленным соотношением размеров решает задачу размещения на самолете-носителе в условиях жестких габаритных ограничений и одновременно позволяет в несколько раз (порядка 7 раз) снизить потребные шарнирные моменты рулевого привода, что приводит к созданию приводов меньшей мощности и, следовательно, меньшей массы при сохранении преимуществ решетчатых рулей. Оптимальный диапазон параметров найден по результатам многочисленных исследований ракет различной геометрии в аэродинамических трубах и подтвержден результатами летных испытаний.
Ракета с данным соотношением геометрических размеров обеспечивает высокие аэродинамические характеристики во всем диапазоне ее применения.
Так, максимальный угол атаки составляет αmax≈ 40-45°, максимально допустимая поперечная перегрузка равна nymax≈ 50 ед как на пассивном, так и на активном участках траектории за счет введения аппаратурного ограничения.
При выходе за пределы указанных соотношений размеров ракеты в значительной степени теряет свои маневренные возможности за счет резкого возрастания коэффициента сопротивления Сx и значительного уменьшения коэффициента нормальной силы Сy.
Таким образом, выбор соотношения размеров ракеты в указанных пределах обеспечивает ее высокие маневренные характеристики в диапазоне углов атаки α ≈ 0-45° и чисел М≈0,6-5,0.
На фиг. 1 изображен общий вид предлагаемой ракеты; на фиг. 2 сечение А-А на фиг. 1; на фиг. 3 сечение Б-Б на фиг. 1; на фиг. 4 графическое изображение зависимости коэффициента нормальной силы от относительной площади крыла; на фиг. 5 графическое изображение зависимости коэффициента нормальной силы от чисел М; на фиг. 6 графическое изображение зависимости коэффициента сопротивления от относительной площади решетчатого руля; на фиг. 7 - графическое изображение зависимости коэффициента лобового сопротивления изолированного решетчатого руля от отношения высоты решетчатого руля к его размаху.
Ракета содержит корпус 1, включающий передний обтекатель 2 оживальной формы. Внутри корпуса 1 размещена аппаратура системы наведения и системы управления, а также двигательная установка (на чертежах не показаны).
Ракета скомпонована по нормальной аэродинамической схеме, в соответствии с которой размещены на корпусе 1 в его центральной части четыре крыла 3 и в хвостовой части четыре решетчатых руля 4. Крылья 3 и рули 4 размещены на корпусе 1 равномерно относительно его продольной оси.
Каждый руль 4 имеет раму 5, внутри которой расположены планы 6, образующие соты.
В корневой части руля 4 имеются проушины 7, которыми каждый руль крепится к корпусу 1 ракеты
Для оптимизации аэродинамических характеристик ракеты выбраны соотношения размеров корпуса 1 ракеты, ее крыльев 3 и рулей 4, указанные выше.
Ракеты с крыльями малого удлинения, обеспечивающие малый поперечный габарит, предназначены для маневрирования на больших углах атаки. С точки зрения аэродинамики такие конфигурации имеют следующие отличительные черты: наличие перекрестных связей; наличие больших местных углов атаки на рулях.
Выбор соотношения размеров решетчатых рулей, крыльев и корпуса ракеты в целом в определенных пределах позволяет уменьшить или устранить ряд технических проблем (или части этих проблем).
Маневрирование на больших углах атаки (α ≈ 40°) позволяет обеспечить высокий уровень поперечных перегрузок во всем диапазоне применения ракеты.
Как известно, величина поперечной перегрузки пропорциональна величине нормальной силы ракеты, которая определяется по формуле
У Сy·q·S,
где Сy коэффициент нормальной силы ракеты;
q скоростной напор, кг/м2;
S характерный размер, м2.
Величина дальности полета ракеты обратно пропорциональна силе сопротивления ракеты, которая определяется по формуле
Х Сx·q·S,
где Сx коэффициент сопротивления ракеты.
На фиг. 4-7 приведены зависимости Сy, Сx от заявленных параметров ракеты и решетчатого руля.
Ракета с заявленным соотношением размеров обеспечивает наиболее высокие маневренные характеристики при минимуме коэффициента сопротивления.
Данные параметры (заштрихованные области) определены в результате систематических исследований в аэродинамических трубах ракет различной геометрии и подтверждены результатами летных испытаний.
При выходе за пределы заявленных параметров ракета в значительной степени теряет свои маневренные свойства за счет резкого уменьшения коэффициента нормальной силы и увеличения коэффициента сопротивления.
Таким образом, ракета с заявленным соотношением размеров обеспечивает высокие аэродинамические характеристики во всем диапазоне ее применения, максимально допустимая перегрузка составляет nymax≈50 ед при углах атаки α ≈ 40-45°.
Графические зависимости на фиг. 4-7 подтверждают возможность получения высоких аэродинамических характеристик в интервале значений соотношений размеров крыльев, решетчатых рулей и корпуса ракеты, выполненной по нормальной аэродинамической схеме.
Формула изобретения: Ракета, выполненная по нормальной аэродинамической схеме, содержащая корпус, размещенные в нем двигательную установку, аппаратуру системы наведения и системы управления, а также четыре неподвижных крыла и четыре управляющих решетчатых руля системы управления, расположенных на корпусе, равномерно относительно его продольной оси, отличающаяся тем, что крылья, решетчатые рули системы управления и корпус выполнены таким образом, что имеют следующие соотношения размеров:


Hp / Lp 0,3 0,55;

n He / t + 1 3 5;
Sp n · Lp · b;



где Sкр площадь крыла;
относительная площадь крыла;
относительная площадь решетчатого руля;
Sм площадь миделя ракеты;
Sр площадь несущей поверхности решетчатого руля;
Hр высота решетчатого руля;
Lр размах решетчатого руля;
λкp- удлинение крыла;
L размах крыла;
λк- удлинение корпуса ракеты;
Lк длина ракеты;
Dэкв диаметр круга, площадь которого соответствует площади миделя ракеты;
относительный шаг планов решетчатого руля;
t шаг планов решетчатого руля;
n количество (число) планов решетчатого руля;
b ширина плана решетчатого руля.