[1]
Изобретение относится к ракетам класса «воздух-воздух».
[2]
Известны подобные ракеты, см. например, пат. №2439476, содержащие фюзеляж, двигатель, и головку самонаведения (далее ГСН).
[3]
Недостатком известных ракет является невозможность пуска назад. Когда-то некие неучи попробовали пускать с самолета ракету назад, но, как и следовало ожидать, ракета развернулась и стала догонять выпустивший ее самолет.
[4]
Задача и технический результат изобретения - возможность пуска ракеты назад в секторе +- 135-180° (относительно носа самолета).
[5]
Для этого ракета имеет, как обычно, фюзеляж, двигатель и головку самонаведения, но имеет оперение, установленное с возможностью менять свое положение относительно центра масс ракеты, а также имеет отцепляемый парашют, уложенный в сбрасываемый обтекатель, расположенный перед носовой частью ракеты.
[6]
Возможно несколько конструкций оперения, меняющего свое положение, но наиболее практичны две конструкции: оперение расположено на ограниченно скользящей втулке на фюзеляже ракеты, и оперение выполнено поворотным в одной из продольных плоскостей ракеты (их бесконечное множество), см. фиг. 1 - верхняя и нижняя половины.
[7]
Поворотное оперение должно иметь какой-то привод, поворачивающий его из одного положения в другое, например, плоскую спиральную пружину, и должно иметь управляемый фиксатор любой конструкции, фиксирующий оперение в переднем (относительно ракеты) положении. Например, управляемые крючки, удерживающие оперение за концы его вращающихся консолей.
[8]
Оперение на скользящей втулке, возможно, может не иметь никаких фиксаторов - только ограничители перемещения (выступы на фюзеляже). В переднем положении оно удерживается набегающим потоком (исключение - сброс из отсека, в котором могут образоваться завихрения). А при работающем двигателе оно удерживается перегрузкой от работы двигателя, и опять же набегающим потоком. Сомнительный режим - при раскрытии парашюта. Здесь неясно, какой момент пересилит - либо тяга парашюта, либо аэродинамическая сила на оперении, которое в этом момент под действием перегрузки от парашюта сдвинется в заднее положение. Результат зависит от соотношения площадей парашюта и оперения. Для верности можно добавить управляемый фиксатор скользящей втулки в ее переднем положении, например, выступающий штырь.
[9]
На фиг. 1 показана данная ракета, вид сбоку. В верхней половине изображения показан вариант со скользящей втулкой (пунктиром она показана в заднем положении), а в нижней половине эскиза показан вариант с поворотным оперением (пунктиром показано оперение в заднем повернутом положении). Ракета содержит двигатель 1, ГСН - 2 с рулями типа «регрессивная флюгерная утка» 3, носовой сбрасываемый обтекатель 4, в котором находится сложенный парашют. На фюзеляже расположена ограниченно скользящая втулка 5 с оперением 6. Или на фюзеляже в районе центра масс расположены четыре поворотных крыловидных консоли 7.
[10]
На фиг. 2 показан воздушный бой с применением данной ракеты.
[11]
Работает ракета так: крепится она к самолету носовой частью назад относительно направления полета самолета. Допустим, к нашему самолету 8 сзади с направления 170° приближается истребитель противника 9. Самолет сбрасывает или катапультирует данную ракету 10 назад, и парашют 11 на ней раскрывается с небольшой задержкой, чтобы не задеть крыло или фюзеляж самолета. Оперение ракеты в этот момент находится в ее носовой части (относительно самолета - наоборот). Тотчас же ракета начинает интенсивно тормозиться в набегающем потоке и быстро отстает от самолета.
[12]
Чтобы не порвать парашют при большой полетной скорости, парашют может быть регулируемым (то есть изменяемой площади), например, по пат. №2343090, или просто очень прочным. Или даже управляемым - то есть, иметь способность сдвигаться в сторону цели, но это слишком усложнит конструкцию, которая должна быть проста и надежна. Парашют должен быть изготовлен из прочного и термостойкого материала, так как аэродинамический нагрев на скорости 2,5 М составляет около 300°С (стекловолокно, углеволокно).
[13]
В компьютер ракеты заранее с самолета вводится траектория истребителя, расстояние до него, момент отцепки парашюта и курсовой угол цели в тот момент, когда произойдет отцепка. Или же компьютер ракеты рассчитывает эти параметры сам, получая данные о цели с самолета.
[14]
Поэтому через заданное время ракета отцепляется от парашюта, включает двигатель и пролетает через центральное отверстие парашюта. На всякий случай нос ракеты, ее рули и оперение должны иметь очень острую переднюю кромку, чтобы при необходимости прорезать парашют насквозь (а у поворотного оперения должны быть острыми обе кромки). Возможна другая конструкция парашюта - центральная часть купола может быть выполнена из неплотной воздухопроницаемой ткани типа «марля» или из мелкой сеточки. А на носу ракеты на его оживальной части должны быть 3-4 продольных лезвия.
[15]
Оперение в этот момент или несколько позже - при обнулении продольной скорости - открывается (если оно было закрыто фиксатором) и от действия тяги двигателя переходит в заднее положение, обеспечивая нормальную продольную устойчивость ракеты в полете.
[16]
Пролетев через отверстие парашюта или прорезав его, ракета поворачивает на заданный курсовой угол, осуществляет поиск цели и летит к ней по пересекающейся траектории (то есть, с упреждением).
[17]
Так как скорость ракеты в этот момент близка к 0, то для хорошей управляемости в этот момент ракете желательно иметь отклоняемый вектор тяги.
[18]
Если дальность до цели несколько превышает радиус действия ракеты из положения «скорость 0», то ракета может повисеть на парашюте некоторое время, если позволяет высота до земли. А когда истребитель противника подлетит поближе, сработает таймер, ракета отцепит парашют и полетит в сторону истребителя противника.
[19]
Если ракета инфракрасная и ей желательно иметь аэродинамическую иглу, то игла, чтобы не запутаться в парашюте, должна быть выпускающейся после отцепки парашюта, например, с помощью пироцилиндра.
[20]
Следует отметить одну особенность ракеты - так как импульс ее двигателя расходуется не только на разгон ракеты, но даже частично - на ее окончательное торможение, энерговооруженность ракеты должна быть очень большой.
[21]
Следует предусмотреть два варианта такой ракеты, отличающиеся только по величине - ракеты средней дальности для поражения вражеских самолетов на дальностях 70-100 км и ракет малой дальности для уничтожения вражеских ракет «воздух-воздух» и зенитных ракет (эти ракеты могут быть выполнены на основе «Вербы»). То есть, для активной обороны самолета.
