[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 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, высокоскоростной 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]
где - относительная площадь крыла;
[12]
S кр - площадь крыла;
[13]
S M - площадь миделя ракеты;
[14]
- относительная площадь руля;
[15]
S P - площадь руля;
[16]
- относительный размах крыла;
[17]
L кр - размах крыла;
[18]
L p - размах руля;
[19]
λ кр - удлинение крыла;
[20]
λ к - удлинение корпуса ракеты;
[21]
L k - длина ракеты;
[22]
D ЭКВ - диаметр круга,
площадь которого соответствует площади миделя ракеты.
[23]
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 - поверхность" и т.д.
[24]
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.
[25]
Ракета с данным соотношением геометрических размеров обеспечивает высокие аэродинамические характеристики во всем диапазоне ее применения.
[26]
Так, максимальный угол атаки составляет α max ≈30°, максимально допустимая поперечная перегрузка равна n ymax ≈35 ед. как на пассивном, так и на активном
участках траектории за счет введения аппаратурного ограничения.
[27]
При выходе за пределы указанных соотношений размеров ракета в значительной степени теряет свои маневренные и скоростные
возможности за счет резкого возрастания коэффициента сопротивления С Х и значительного уменьшения коэффициента нормальной силы С у .
[28]
Таким образом, выбор соотношения
размеров ракеты в указанных пределах обеспечивает ее высокие маневренные характеристики в диапазоне углов атаки α≈0-30° и чисел М≈0,7-5.
[29]
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 балансировочного угла атаки от относительного размаха
крыла ; на фиг.5 - графическое изображение зависимости коэффициента нормальной силы от относительного размаха
крыла ; на фиг.6 - графическое изображение зависимости дополнительного коэффициента нормальной силы, связанного с
отклонением рулей от относительного размаха крыла ; на фиг.7 - графическое изображение зависимости коэффициента
продольной статической устойчивости от относительного размаха крыла ; на фиг.8 - графическое изображение
зависимости коэффициента продольной статической устойчивости от угла атаки α; на фиг.9 - графическое изображение зависимости коэффициента нормальной силы от числа М; на фиг.10 - графическое
изображение зависимости коэффициента сопротивления от числа М.
[30]
Ракета содержит корпус 1, включающий передний обтекатель 2 оживальной формы. Внутри корпуса 1 размещена аппаратура системы
наведения и системы управления, а также двигательная установка (не показаны).
[31]
Ракета скомпонована по нормальной аэродинамической схеме, в соответствии с которой размещены на корпусе 1 в
его хвостовой части четыре неподвижных крыла малого удлинения 3 и четыре руля 4. Крылья 3 и рули 4 размещены на корпусе 1 равномерно относительно его продольной оси.
[32]
Для оптимизации
аэродинамических характеристик ракеты выбраны соотношения размеров корпуса 1 ракеты, ее крыльев 3 и рулей 4, указанные выше.
[33]
Ракеты с крыльями малого удлинения, обеспечивающими малый
поперечный габарит, предназначены для маневрирования на больших углах атаки.
[34]
Выбор соотношения размеров рулей, крыльев и корпуса ракеты в целом в определенных пределах позволяет
уменьшить или устранить ряд технических проблем (или части этих проблем).
[35]
Маневрирование на больших углах атаки (α≈30°) позволяет обеспечить высокий уровень
поперечных перегрузок во всем диапазоне применения ракеты.
[36]
Как известно, величина поперечной перегрузки пропорциональна величине нормальной силы ракеты, которая определяется по
формуле
[37]
У=C y ·q·S,
[38]
где С У - коэффициент нормальной силы ракеты;
[39]
q - скоростной напор, кг/м 2 ;
[40]
S
- характерный размер, м 2 .
[41]
Величина дальности полета ракеты обратно пропорциональна силе сопротивления ракеты, которая определяется по формуле
[42]
Х=C X
·q·S,
[43]
где С Х - коэффициент сопротивления ракеты.
[44]
На фиг.5, 6, 9, 10 приведены зависимости С У , С Х от заявленных параметров
ракеты.
[45]
Ракета с заявленным соотношением размеров обеспечивает наиболее высокие маневренные характеристики при минимуме коэффициента сопротивления.
[46]
Данные параметры
определены в результате систематических исследований в аэродинамических трубах ракет различной геометрии и подтверждены результатами летных испытаний.
[47]
При выходе за пределы заявленных
параметров ракета в значительной степени теряет свои маневренные свойства за счет резкого уменьшения коэффициента нормальной силы и ув…
