[1]
Изобретение относится к ракетной технике, в частности к
управляемым ракетам, и может быть использовано в различных типах и классах ракет с аэродинамическими органами управления.
[2]
Известна ракета, выполненная по нормальной аэродинамической
схеме, содержащая корпус, размещенные в нем двигатель, аппаратуру системы наведения и системы управления, боевое снаряжение, а также четыре неподвижных крыла и четыре аэродинамических руля системы
управления, расположенных на корпусе равномерно относительно его продольной оси.
[3]
Эта ракета с разной степенью раскрытия описана в книге "Проектирование ЗУР" - М.: МАИ, 1999, с.20 и
журнале “Техника и вооружение вчера, сегодня, завтра... ” №5-6, 1999, с.36. Последнее техническое решение взято в качестве прототипа по данной заявке.
[4]
Эта управляемая ракета класса
"поверхность-воздух" имеет бикалиберный цилиндрический корпус и крылья малого удлинения трапециевидной формы в плане. Корпус и крылья являются основными элементами, создающими подъемную силу. Носовая
часть имеет оживальную форму.
[5]
В описанных выше решениях не представлены соотношения геометрических размеров крыла, руля и корпуса ракеты, что не позволяет судить о возможных
аэродинамических характеристиках, в частности о коэффициенте подъемной силы и располагаемых перегрузках.
[6]
Целью изобретения является разработка высокоманевренной, высотной ракеты с
высокими аэродинамическими характеристиками.
[7]
Указанная цель достигается тем, что в управляемой ракете, выполненной по нормальной аэродинамической схеме, содержащей корпус, размещенные в
нем двигатель, аппаратуру системы наведения и системы управления, боевое снаряжение, а также четыре неподвижных крыла и четыре аэродинамических руля системы управления, расположенных на корпусе
равномерно относительно его продольной оси, крылья, аэродинамические рули системы управления и корпус выполнены таким образом, что имеют следующие соотношения размеров:
[8]
[9]
[10]
[11]
[12]
[13]
[14]
где S КР - площадь крыла;
[15]
S М - площадь миделя ракеты;
[16]
- относительная площадь крыла;
[17]
- относительная
площадь руля;
[18]
S Р - площадь руля;
[19]
λ КР - удлинение крыла;
[20]
L - размах крыла;
[21]
L р - размах руля;
[22]
λ K - удлинение корпуса ракеты;
[23]
L K - длина ракеты;
[24]
D ЭКВ - диаметр круга, площадь которого соответствует площади модели
ракеты.
[25]
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.
[26]
Ракета с заявленным соотношением размеров решает задачу размещения на пусковой установке в условиях жестких габаритных ограничений.
Оптимальный диапазон параметров найден по результатам многочисленных исследований ракет различной геометрии в аэродинамических трубах и подтвержден результатами летных испытаний.
[27]
Ракета
с данным соотношением геометрических размеров обеспечивает высокие аэродинамические характеристики во всем диапазоне ее применения.
[28]
Так, максимальный угол атаки составляет α mах ≈ 30° , максимально допустимая поперечная перегрузка равна n уmах ≈ 30 ед как на пассивном, так и на активном участках траектории за счет
введения аппаратурного ограничения.
[29]
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 У .
[30]
Таким образом, выбор соотношения размеров ракеты в указанных пределах
обеспечивает ее высокие маневренные характеристики в диапазоне углов атаки α ≈ 0÷ 30° и чисел М≈ 0,6÷ 4,5.
[31]
Изобретение поясняется чертежами.
[32]
На фиг.1 изображен общий вид предлагаемой ракеты; на фиг.2 - вид спереди на фиг.1; на фиг.3 - сечение А-А 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 крыла.
[33]
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).
[34]
Ракета скомпонована по нормальной аэродинамической схеме, в соответствии с которой размещены на корпусе 1 в его центральной
части четыре крыла 3 и в его хвостовой части четыре руля 4. Крылья 3 и рули 4 размещены на корпусе 1 равномерно относительно его продольной оси.
[35]
Для оптимизации аэродинамических
характеристик ракеты выбраны соотношения размеров корпуса 1 ракеты, ее крыльев 3 и рулей 4, указанные выше.
[36]
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; высокие несущие свойства на
больших углах атаки.
[37]
Выбор соотношения размеров рулей, крыльев и корпуса ракеты в целом в определенных пределах позволяет уменьшить или устранить ряд технических проблем (или части этих
проблем).
[38]
Маневрирование на больших углах атаки (α ≈ 30° ) позволяет обеспечить высокий уровень поперечных перегрузок во всем диапазоне применения ракеты.
[39]
Как известно, величина поперечной перегрузки пропорциональна величине нормальной силы ракеты, которая определяется по формуле
[40]
У=C у · q· S,
[41]
где С У - коэффициент нормальной силы ракеты;
[42]
q - скоростной напор, кг/м 2 ;
[43]
S - характерный размер, м 2 .
[44]
Величина
дальности полета ракеты обратно пропорциональна силе сопротивления ракеты, которая определяется по формуле
[45]
X=C Х · q· S,
[46]
где С Х
- коэффициент сопротивления ракеты.
[47]
На фиг.4-6 приведены зависимости С у , С Х от заявленных параметров ракеты.
[48]
Ракета с заявленным соотношением
размеров обеспечивает наиболее высокие маневренные характеристики при минимуме коэффициента сопротивления.
[49]
Данные параметры определены в результате систематических исследований в
аэродинамических трубах ракет различной геометрии и подтверждены результатами летных испытаний.
[50]
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.
[51]
Таким образом, ракета с заявленным соотношением размеров
обеспечивает высокие аэродинамические характеристики во всем диапазоне ее применения, максимально допустимая перегрузка составляет n Уmах ≈ 30 ед при углах атаки α
≈ 30° .
