[1]
Изобретение
относится к ракетной технике, в частности к управляемым ракетам, выполненным по нормальной аэродинамической схеме с плоскими дифференциальными аэродинамическими рулями и используемым в широком
диапазоне скоростей полета.
[2]
Известны ракеты, выполненные по нормальной аэродинамической схеме с плоскими аэродинамическими рулями, которые широко используются и описаны в различных
источниках информации, см., например, "Зарубежное военное обозрение" №3,1983, №10, 1986 (ракеты США серии "Maverick"), патент RU № 2117907, МПК 7 F 42 B 15/00, F 02 K 7/18 С1, 1998.08.02,
патент RU № 2234667, МПК 7 F 42 B 15/00 С1, 2002.11.18, "Динамика полета беспилотных летательных аппаратов" А.А.Лебедев, Л.С.Чернобровкин, Москва, Машиностроение, 1973, стр.44-45, 53-55,
"Аэродинамика ракет" под общей ред. проф. Н.Ф. Краснова, Москва, Высшая школа, 1968, стр.71-72, рис.II-4-1 (е).
[3]
Такие ракеты с нормальной аэродинамической схемой содержат двигательную
установку, систему наведения и систему управления с неподвижными крыльями и плоскими аэродинамическими рулями. Подробное описание вариантов расположения крыльев и плоских аэродинамических рулей имеет
место в упомянутых ранее книгах "Аэродинамика ракет" стр.60-61 и "Динамика полета беспилотных летательных аппаратов" стр. 45 и 53-55. Из указанных источников информации в общем случае следует, что
количество неподвижных крыльев может не совпадать с количеством плоских аэродинамических рулей и они могут лежать в различных плоскостях, при этом их расположение относительно продольной оси корпуса
ракеты также весьма разнообразно: равномерное, симметричное, несимметричное. Особо следует выделить две основные схемы: "+" /плюс/-образную и "х" /икс/-образную, или "крестообразную" схему, см.
указанную ранее книгу "Аэродинамика ракет", соответственно стр.60, рис.II-2-9 (и, з) и стр.61, рис.II-2-10 (а, и), при этом четыре неподвижных крыла и четыре ПАР располагаются симметрично относительно
продольной оси корпуса ракеты; для определенности отметим, что под нормальной аэродинамической схемой понимается размещение плоских аэродинамических рулей сзади относительно крыльев по направлению
полета - см. там же стр.71-72, рис.II-4-1(е).
[4]
Совокупность признаков указанных технических решений (аналогов), совпадающих с существенными признаками заявленного изобретения, одинакова
за исключением количества неподвижных крыльев, плоских аэродинамических рулей и их взаимного расположения, которые, как будет показано ниже, не влияют на достигаемый изобретением технический
результат. В качестве прототипа выбрано последнее указанное техническое решение из перечисленных аналогов («Аэродинамика ракет», под общ. ред. проф. Н.Ф. Краснова, Москва, Высшая школа, 1968, стр.
71-72, рис.II-4-1(е), случай компоновки ракеты по нормальной аэродинамической схеме).
[5]
Общим недостатком указанных выше технических решений, в том числе и прототипа, является их
недостаточная маневренность, особенно при дозвуковых и околозвуковых скоростях полета.
[6]
Задачей, на решение которой направлено данное изобретение, является устранение недостатка прототипа,
а именно повышение маневренности ракеты, особенно при до- и околозвуковых скоростях.
[7]
Указанная задача решается за счет того, что предложена ракета с нормальной аэродинамической схемой,
содержащая корпус, двигательную установку, систему наведения и систему управления с неподвижными крыльями и плоскими аэродинамическими рулями, причем плоские аэродинамические рули выполнены
дифференциальными, а на корпусе ракеты закреплены предрулевые стабилизаторы, плоскости которых совпадают с соответствующими плоскостями плоских дифференциальных аэродинамических рулей, при этом
количество предрулевых стабилизаторов равно количеству плоских дифференциальных аэродинамических рулей, где предрулевые стабилизаторы и плоские дифференциальные аэродинамические рули выполнены таким
образом, что имеют место следующие соотношения размеров:
[8]
[9]
[10]
[11]
где - относительная площадь предрулевого стабилизатора;
[12]
S ПС - площадь предрулевого
стабилизатора, м 2 ;
[13]
S РЛ - площадь плоского дифференциального аэродинамического руля, м 2 ;
[14]
- относительный размах предрулевого стабилизатора;
[15]
L ПС - размах предрулевого стабилизатора, м;
[16]
L РЛ
- размах плоского дифференциального аэродинамического руля, м;
[17]
- относительный зазор между задней
кромкой предрулевого стабилизатора и передней кромкой плоского дифференциального аэродинамического руля;
[18]
δ ПС - зазор между задней кромкой предрулевого стабилизатора и
передней кромкой плоского дифференциального аэродинамического руля, м.
[19]
В частности, в конкретных формах выполнения изобретения отдельные его признаки характеризуются в следующем виде:
величина размаха предрулевых стабилизаторов L ПС равна величине размаха плоских дифференциальных аэродинамических рулей L РЛ , а значение стреловидности по передней кромке
предрулевого стабилизатора χ 0пс находится в интервале 39°-54°. Ракета содержит четыре неподвижных крыла, четыре предрулевых стабилизатора и четыре плоских
дифференциальных аэродинамических руля, плоскости которых совпадают с соответствующими плоскостями четырех неподвижных крыльев и расположены на корпусе плюс-образно; ракета содержит четыре неподвижных
крыла, четыре предрулевых стабилизатора и четыре плоских дифференциальных аэродинамических руля, плоскости которых совпадают с соответствующими плоскостями четырех неподвижных крыльев и расположены на
корпусе икс-образно; ракета содержит гаргрот - п.п.2-4 формулы соответственно.
[20]
Технический результат выражается в повышении маневренных свойств ракеты, особенно на дозвуковых и
околозвуковых скоростях полета без существенного изменения аэродинамической компоновки ракеты за счет расширения диапазона балансировочных углов атаки ракеты и диапазона располагаемых перегрузок в
сторону их увеличения.
[21]
При введении в ракету с нормальной аэродинамической схемой предрулевых стабилизаторов, плоскости которых совпадают с соответствующими плоскостями плоских
дифференциальных аэродинамических рулей, и которые выполнены таким образом, что имеют указанные выше соотношения размеров, происходит улучшение маневренных свойств ракеты, особенно на дозвуковых и
околозвуковых скоростях полета без существенного изменения аэродинамической компоновки ракеты за счет расширения диапазона балансировочных углов атаки ракеты и диапазона располагаемых перегрузок в
сторону их увеличения. Этому способствуют такие факторы, как увеличение эффективности плоских дифференциальных аэродинамических рулей при больших углах атаки и больших углах отклонения
дифференциальных плоских аэродинамических рулей за счет уменьшения реальных углов атаки и скольжения плоских дифференциальных аэродинамических рулей, что затягивает наступление срыва потока с
поверхности плоских дифференциальных аэродинамических рулей, находящихся в зоне скосов от предрулевых стабилизаторов, а также увеличение статической устойчивости ракеты за счет того, что при указанных
выше в…
