[1]
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в различных типах ракет с аэродинамическим управлением и
требованием иметь на ракете примерно одинаковые балансировочные характеристики при разных по форме ее носовых частях, например, со сменными головками самонаведения разного типа.
[2]
Известная ракета, выполненная по аэродинамической схеме "утка", содержащая корпус с двумя вариантами носовых частей, размещенные в нем двигательную установку, боевую часть, аппарату 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 и противоположно расположенных аэродинамических руля, четыре неподвижных дестабилизатора, установленных перед рулями [1, 2].
[3]
Эта ракета является прототипом
изобретения, представляет собой авиационную управляемую ракету класса "воздух-поверхность" и имеет цилиндрический корпус, аэродинамические рули и крылья с элеронами. Корпус и крылья являются основными
элементами, создающими подъемную силу. Носовая часть ракеты в зависимости от типа головки самонаведения может иметь форму оживала, заканчивающегося полусферической поверхностью (телевизионная головка
самонаведения) или форму двухступенчатого конуса с изломом образующей, заканчивающегося полусферической поверхностью (лазерная головка самонаведения), при этом ракета с такими формами выполнения
носовой часть имеет разную массу и разное положение центра тяжести.
[4]
Ракета может иметь и другие разновидности выполнения носовой части.
[5]
Однако следует отметить, что в
известной ракете замена носовой части (головки самонаведения) в общем случае влечет за собой изменение аэродинамических ее параметров, что затрудняет управление ракетой. В описании указанных выше
аналогов отсутствуют сведения о возможных приемах и средствах обеспечения равных и высоких аэродинамических параметров, в том числе и балансировочных характеристик, при смене головок самонаведения
(носовой части) ракеты.
[6]
В описании аналогов изобретения отсутствуют сведения о геометрических размерах корпуса, крыльев, элеронов, рулей, дестабилизаторов ракеты и их взаимного
расположения, массе головных частей, центре тяжести ракеты, что не позволяет судить об эффективности установленных перед рулями дестабилизаторов и возможности получения одинаковых и в то же время
оптимальных балансировочных характеристик при различных по форме носовых частей ракеты.
[7]
В качестве технического результата, достигаемого при использовании изобретения, следует указать:
возможность получения одинаковых балансировочных характеристик ракеты вне зависимости от формы и массы ее носовой части, представляющей собой головки самонаведения разного типа; уменьшение площади
аэродинамических рулей за счет повышения их эффективности.
[8]
Указанный технический результат в варианте изобретения с носовой частью в форме оживала достигается тем, что в ракете,
выполненной по аэродинамической схеме "утка", содержащей корпус с носовой частью в форме оживала, заканчивающейся полусферической поверхностью, размещенные в корпусе двигательную установку, боевую
часть, 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 и противоположно расположенных аэродинамических руля, четыре неподвижных дестабилизатора, установленных перед рулями, в соответствии с изобретением
носовая часть выполнена сменной, а корпус, дестабилизаторы, крылья, элероны, рули выполнены и взаимно расположены с соблюдением следующих зависимостей:
l 1 = (3 - 4) d k ;
η p = 7-8;
l 2 = (1,5 - 2) d k ;
L д =
(0,4 - 0,5) L р ;
l 3 = (0,01 - 0,2) d k ;
где X то - расстояние от носка до центра тяжести ракеты, м;
относительное положение центра тяжести
ракеты, % L k ;
L k - длина корпуса ракеты, м;
λ k - - удлинение корпуса ракеты;
d k - диаметр корпуса ракеты, м;
относительная площадь одного крыла;
S 1kp - площадь одного крыла, м 2 ;
S м - площадь миделя корпуса ракеты, м 2 ;
λ kp - удлинение крыла;
L kp - размах крыла, м;
η kp - служение крыла;
b okp - бортовая хорда крыла, м;
b kkp - концевая хорда крыла, м;
относительная площадь четырех элеронов;
S 4эл - площадь четырех элеронов, м 2 ;
l 1 - расстояние от оси вращения руля до начала бортовой хорды крыла, м;
относительная площадь одного руля;
S 1p - площадь одного руля, м 2 ;
λ p - удлинение руля;
L p - размах руля, м;
η p - сужение руля;
b op - бортовая хорда руля, м;
b kp - концевая хорда руля, м;
l 2 - расстояние от носка ракеты до оси вращения руля, м;
относительная площадь одного дестабилизатора;
L д - размах дестабилизатора, м;
l 3 - расстояние между задней кромкой дестабилизатора и передней кромкой
руля, м.
[9]
В варианте изобретения с носовой частью в форме двухступенчатого конуса указанный технический результат достигается тем, что в ракете, выполненной по аэродинамической схеме
"утка", содержащей корпус со сменной носовой частью в форме двухступенчатого конуса с изломом образующей и заканчивающегося полусферической поверхностью, размещенные в корпусе двигательную установку,
боевую часть, аппаратуру системы управления, расположенные на корпусе равномерно относительно его продольной оси четырех неподвижных крыла с кинематически связанными между собой четырьмя элеронами, в
тандеме с крыльями - четыре управляющих, соединенных попарно и противоположно расположенных аэродинамических руля, четыре неподвижных дестабилизатора, установленных перед рулями, в соответствии с
изобретением носовая часть выполнена сменной, а корпус, дестабилизаторы, крылья, элероны, рули выполнены и взаимно расположены с соблюдением следующих зависимостей:
l 1 = (3 - 4)
d k ;
η p = 7-8;
l 2 = (1,5 - 2) d k ;
;
L д = (0,2 - 0,3) L р ;
l 3 = (0,25 0 0,35) d k ;
где X то - расстояние от носка до центра тяжести ракеты, м;
относительное положение центра тяжести ракеты, % L k ;
L k - длина корпуса ракеты, м;
λ k - удлинение корпуса ракеты;
d k - диаметр корпуса ракеты, м;
относительная площадь одного крыла;
S 1kp - площадь одного крыла, м 2 ;
S м - площадь миделя корпуса ракеты, м 2 ;
λ kp - удлинение крыла;
L kp
- размах крыла, м;
η kp - служение крыла;
b okp - бортовая хорда крыла, м;
d kkp - концевая хорда крыла, м;
относительная площадь четырех элеронов;
S 4эл - площадь четырех элеронов, м 2 ;
l 1 - расстояние от оси вращения руля до начала бортовой хорды крыла, м;
относительная площадь
одного руля;
S 1p - площадь одного руля, м 2 ;
λ p - - удлинение руля;
L p - размах руля, м;
η p
- - сужение руля;
b op - бортовая хорда руля, м;
b kp - концевая хорда руля, м;
l 2 - расстояние от носка ракеты до оси вращения руля, м;
- относительная площадь одного дестабилизатора;
L д - размах дестабилизатора, м;
l 3 - расстояние между задней кромкой дестабилизатора и передней кромкой руля, м.
[10]
Выбранные соо…
