[1]
Изобретение относится к ракетной технике,
в
частности к управляемым ракетам, и может быть использовано в различных типах и классах ракет с решетчатыми аэродинамическими поверхностями.
[2]
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.
[3]
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.
[4]
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.
[5]
Задачей изобретения является
разработка
всеракурсной
высокоманевренной ракеты с высокими аэродинамическими характеристиками.
[6]
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:
Н р /L р 0,3-0,55
n Н р
/t + 1 3-5
S р
n•L р •b
где S кр площадь
крыла;
S м
площадь миделя ракеты;
относительная площадь крыла;
относительная площадь решетчатого руля;
S р площадь несущей поверхности решетчатого руля;
H р
высота решетчатого
руля;
L р размах решетчатого руля;
относительный
шаг планов
решетчатого руля;
t шаг планов решетчатого руля;
b ширина планов решетчатого руля;
n количество (число) планов решетчатого руля;
λ кp
удлинение
крыла;
L размах
крыла;
λ к удлинение корпуса ракеты;
L к длина ракеты;
D экв диаметр круга, площадь которого
соответствует
площади миделя ракеты.
[7]
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.
[8]
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.
[9]
Ракета с данным соотношением геометрических размеров обеспечивает высокие аэродинамические характеристики во всем
диапазоне ее применения.
[10]
Так, максимальный
угол атаки составляет α max ≈ 40-45 ° , максимально допустимая поперечная перегрузка равна n ymax ≈ 50 ед как на пассивном,
так и на активном
участках траектории за счет введения аппаратурного ограничения.
[11]
При выходе за пределы указанных соотношений размеров
ракеты в значительной степени теряет свои
маневренные возможности
за счет резкого возрастания коэффициента сопротивления С x и значительного уменьшения коэффициента нормальной силы С y .
[12]
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.
[13]
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.
[14]
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).
[15]
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.
[16]
Каждый руль 4 имеет
раму 5, внутри которой расположены планы 6,
образующие соты.
[17]
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.
[18]
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.
[19]
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).
[20]
Маневрирование на больших углах атаки (α ≈ 40 ° ) позволяет обеспечить высокий уровень поперечных
перегрузок во всем диапазоне применения
ракеты.
[21]
Как известно, величина поперечной перегрузки пропорциональна величине
нормальной силы ракеты, которая определяется по формуле
У С y •q•S,
где С y коэффициент нормальной силы ракеты;
q скоростной напор,
кг/м 2 ;
S характерный размер, м 2 .
[22]
Величина дальности полета
ракеты обратно пропорциональна силе сопротивления ракеты, которая определяется по формуле
Х С…
