[1]
Изобретение относится к области ракетной техники и может
быть использовано в различных типах ракет
с
комбинированным аэрогазодинамическим
управлением.
[2]
Известна ракета, выполненная по аэродинамической схеме "утка", содержащая
цилиндрический корпус с оживальной носовой частью,
размещенные в нем двигательную установку с
устройством
газодинамического управления ракетой, выполненным в виде установленных на сопловой
части четырех интерцептеров, боевое снаряжение и
аппаратуру системы управления, расположенные на
корпусе
равномерно
относительно его продольной оси четыре неподвижных крыла с кинематически
связанными между собой четырьмя элеронами, в
тандеме
с
крыльями четыре управляющих, соединенных попарно
противоположно
расположенных аэродинамических руля, четыре неподвижных дестабилизатора,
установленных перед рулями, и четыре
флюгерных
датчика
углов атаки, установленных перед дестабилизаторами
("Aviation week and
Space Technology", 1995, N 10, т.143, с.25; справочник Карпенко
А.В. Российское ракетное оружие 1943
1993 г.г.
справочник,
1993, С-Петербург, с. 149; журнал "Military
Technology", т.17, N 7, 1994,
с.20).
[3]
Описанная в указанных источниках
ракета имеет относительно малый
поперечный
транспортный габарит
(крылья малого удлинения) и для обеспечения
высоких маневренных характеристик
ракета требует реализации ее полета на больших
углах атаки.
[4]
В
качестве
прототипа изобретения принята
ракета, описанная в журнале "Military
Technology".
[5]
Согласно ее
описанию маневренные характеристики ракеты
обеспечиваются использованием
газодинамического устройства управления и
установкой дестабилизаторов перед
аэродинамическими рулями.
[6]
Вместе с
тем отсутствие в описании аналогов
изобретения сведений о
геометрических размерах корпуса, крыльев с
элеронами,
рулей и дестабилизаторов ракеты и
их взаимного расположения не позволяет судить о
возможности увеличения
маневренных характеристик ракеты
при определенных соотношениях этих
параметров.
[7]
В качестве технического
результата, достигаемого при использовании изобретения
следует указать
возможность достижения больших
углов
атаки ракеты на активном (до
примерно 40 o )
и пассивном (до примерно 30 o ) участках траектории полета ракеты и, следовательно,
повышение маневренных ее
характеристик.
[8]
Указанный
технический результат достигается
тем, что в ракете, выполненной по
аэродинамической схеме "утка", содержащей цилиндрический
корпус
с
оживальной носовой
частью, размещенные
в нем двигательную
установку с устройством
газодинамического управления ракетой,
выполненным
в виде установленных на сопловой части четырех
интерцептеров,
боевое
снаряжение и аппаратуру
системы управления,
расположенные на корпусе
равномерно относительно его продольной оси
четыре
неподвижных крыла, с кинематически связанными
между собой четырьмя
элеронами, в
тандеме с
крыльями четыре управляющих,
соединенных попарно
противоположно расположенных аэродинамических
руля;
четыре
неподвижных дестабилизатора,
установленных перед рулями и
четыре
флюгерных датчика
углов атаки, установленных
перед дестабилизаторами,
корпус, крылья, рули, дестабилизаторы, элероны
выполнены таким
образом, что имеют
следующие соотношения
собственных размеров и
взаимное
расположение
на корпусе
ракеты:
l 1 = (9.10) d k ;
l 2 = (2.3) d k ;
L д =
(0,4.0,6)L p ;
l 3 =
(0,01.1,5)d к ;
где d к
диаметр корпуса ракеты, м;
λ к удлинение корпуса ракеты;
L к длина корпуса
ракеты, м;
относительная площадь
крыла;
S кр
площадь крыла, м 2 ;
S м
площадь мидели корпуса ракеты,
м 2 ;
λ кр удлинение крыла;
L кр размах крыла, м;
η кр сужение
крыла;
bо кр бортовая хорда
крыла,м;
bk кр концевая хорда крыла, м;
относительная
площадь
4-х элеронов;
S эл площадь
4-х элеронов, м 2 ;
l 1 расстояние от оси
вращения
руля до начала бортовой хорды крыла, м;
относительная площадь руля;
S p
площадь руля,
м 2 ;
λ p
удлинение руля;
L р размах руля, м;
η p сужение руля;
bо р бортовая
хорда руля, м;
bк р концевая
хорда
руля, м;
l 2
расстояние от носка ракеты до оси
вращения руля, м;
относительная
площадь
дестабилизатора;
S д площадь
дестабилизатора, м 2 ;
L д размах
дестабилизатора, м;
l з расстояние между
задней кромкой
дестабилизатора и передней кромкой
руля,
м.
[9]
Ракета в начале полета статически неустойчива и
удерживается
на заданном угле атаки с помощью
аэродинамических рулей
и
газодинамического
устройства управления ракетой,
изменяющего
направление
вектора тяги двигателя (максимальный заданный
угол атаки
приблизительно 40 o
ограничивается располагаемой
эффективностью элеронов: на
углах атаки больше
приблизительно 40 o
элероны не обеспечивают стабилизацию ракеты
по крену).
[10]
На пассивном участке
полета (после выгорания
топлива двигателя и перемещения
центра тяжести
ракеты вперед) ракета
становится
статически устойчивой.
[11]
Небольшой запас
статической устойчивости ракеты за
счет выбранных
геометрических соотношений крыла и руля
позволяет
обеспечить выход ракеты на углы
атаки
до 30 o только
аэродинамическими рулями с
относительно небольшой площадью (площадь
двух рулей
≈ площади миделя корпуса).
[12]
Выбранные соотношения размеров рулей и
дестабилизаторов и их
взаимное раcположение обеспечивают
повышенную эффективность рулей на больших
углах
атаки за счет оптимизации скоса потока
дестабилизаторов, уменьшающего местные углы атаки
рулей.
[13]
Срыв потока на рулях при наличии
дестабилизаторов при предлагаемых соотношениях
размеров и взаимном раcположении
элементов
ракеты происходит на углах атаки ракеты, больших
на
10-30% чем без них (или за их пределами) и зависит от
скорости полета ракеты.
[14]
Использование изобретения
обеспечивает поражение
воздушных целей, в том числе высокоманевренных
истребителей и штурмовиков с любых направлений.
[15]
Предлагаемые согласно изобретению
диапазоны геометрических
параметров получены по
результатам практических экспериментальных
исследований ракет различной геометрии в аэродинамических
трубах, подтвержденным данными летных
испытаний.
[16]
Ракета с данными соотношениями
геометрических размеров обеспечивает
высокие
маневренные характеристики во всем диапазоне ее
применения.
[17]
Максимальный
угол
атаки на активном
участке полета ракеты составляет
приблизительно α max
40 o .
(На углах атаки, превышающих приблизительно
40 o , элероны не
обеспечивают
стабилизацию ракеты по
крену).
[18]
На пассивном
участке полета максимальный
угол
атаки α max приблизительно 30 o .
При
выходе за пределы
соотношений
геометрических размеров
ракеты теряются ее маневренные возможности за
счет увеличения ее
начальной
устойчивости. В этом
случае ее маневренные характеристики на
пассивном участке
полета могут быть
сохранены только за
счет значительного увеличения площади рулей.
[19]
На
фиг. 1
изображен общий вид ракеты; на
фиг. 2 сечение А-А на фиг.1; на фиг. 3
вид Б на фиг.1;
на фиг. 4 графическое
изображение
зависимости коэффициента аэродинамического момента тангажа
m z
от…
