[1]
Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к управляемым ракетам, и может быть использовано в различных типах и
классах ракет с решетчатыми аэродинамическими поверхностями.
[2]
Известна ракета, выполненная по нормальной аэродинамической схеме, содержащая корпус, размещенные в нем двигательную
установку, аппаратуру системы наведения и системы управления, а также четыре неподвижных крыла и четыре управляющих решетчатых руля системы управления, расположенных на корпусе равномерно относительно
его продольной оси. Эта ракета с разной степенью раскрытия описана в журналах: Flight INtERNAtiONAL 4-10 марта 1992 г. N 4308, стр. 24 25. Flicht INtERNAtiONAL 11-17 марта 1992 г. N 4309, стр.15 и
наиболее полно в журнале "Крылья Родины" N 8-93 (цветной вкладыш и стр.26). Последнее техническое решение взято в качестве прототипа по данной заявке.
[3]
Эта авиационная управляемая ракета
класса "воздух-воздух" имеет цилиндрический корпус и крылья малого удлинения и простой формы в плане. Корпус и крылья являются основными элементами, создающими подъемную силу. Носовая часть имеет
оживальную форму. Наиболее интересным аэродинамическим решением в компоновке ракеты является использование решетчатых рулей, реализующих бессрывное обтекание.
[4]
В описанных выше решениях
согласно приведенным описаниям не представлены соотношения геометрических размеров крыла, решетчатого руля и корпуса ракеты, что не позволяет судить о возможности достижения высоких аэродинамических
характеристик, в частности об углах атаки и допустимых перегрузках.
[5]
При создании изобретении стояла-задача разработать всеракурсную высокоманевренную ракету с высокими аэродинамическими
характеристиками.
[6]
Для решения поставленной задачи в управляемой ракете, выполненной по нормальной аэродинамической схеме, содержащей корпус, размещенные в нем двигательную установку,
аппаратуру системы наведения и системы управления, а также четыре неподвижных крыла и четыре управляющих решетчатых руля системы управления, расположенных на корпусе равномерно относительно его
продольной оси, крылья, решетчатые рули системы управления и корпус выполнены таким образом, что имеют следующие соотношения размеров:
S р =n•L p •b
где: S кp площадь крыла; S м площадь миделя ракеты; относительная площадь крыла;
относительная площадь решетчатого руля; S p площадь несущей поверхности решетчатого руля; Н p
- высота решетчатого руля; L p размах решетчатого руля; - относительный шаг планов решетчатого руля;
t шаг планов решетчатого руля; B ширина планов решетчатого руля; n количество (число) планов решетчатого руля; λ кр удлинение крыла; L размах крыла; λ к удлинение
корпуса ракеты; L к длина ракеты; D экв диаметр круга, площадь которого соответствует площади миделя ракеты.
[7]
При использовании ракеты согласно изобретения
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.
[8]
Ракета с
заявленным соотношением размеров решает задачу размещения на самолете-носителе в условиях жестких габаритных ограничений и одновременно позволяет в несколько раз (≈7 раз) снизить потребные
шарнирные моменты рулевого привода, что приводит к созданию приводов меньшей мощности и, следовательно, меньшей массы при сохранении преимуществ решетчатых рулей. Оптимальный диапазон параметров
найден по результатам многочисленных исследований ракет различной геометрии в аэродинамических трубах и подтвержден результатами летных испытаний.
[9]
Ракета с данным соотношением
геометрических размеров обеспечивает высокие аэродинамические характеристики во всем диапазоне ее применения.
[10]
Так максимальный угол атаки составляет α max ≈
40-45 o , максимально допустимая поперечная перегрузка равна Пуmax≈50 ед как на пассивном, так и на активном участках траектории за счет введения аппаратурного ограничения.
[11]
При выходе за пределы указанных соотношений размеров ракета в значительной степени теряет свои маневренные возможности за счет резкого возрастания коэффициента сопротивления Сх и
значительного уменьшения коэффициента нормальной силы Cy (см.фиг.4-7).
[12]
Таким образом, выбор соотношения размеров ракеты в указанных проделах обеспечивает е высокие маневренные
характеристики в диапазоне углов атаки α ≈ 0÷ ±45 ° и чисел М≈0,6-5,0.
[13]
Сущность настоящего изобретения поясняется чертежами, где на
фиг.1 изображен общий вид предлагаемой ракеты; на фиг.2 сечение А-А фиг.1; на фиг.З сечение Б-Б 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 лобового сопротивления изолированного
решетчатого руля от отношения высоты решетчатого руля к его размаху.
[14]
Заявленная 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).
[15]
Ракета скомпонована по нормальной аэродиначеской схеме, в соответствии с
которой размещены на корпусе 1 в его центральной части четыре крыла 3 и в хвостовой части четыре решетчатых руля 4. Крылья 3 и рули 4 размещены на корпусе 1 равномерно относительно его продольной
оси.
[16]
Каждый руль 4 имеет раму 5, внутри которой расположены планы 6, образующие соты.
[17]
В корневой части руля 4 имеются проушины 7, которыми каждый руль крепится к
корпусу 1 ракеты.
[18]
Для оптимизации аэродинамических характеристик ракеты выбраны следующие соотношения размеров корпуса 1 ракеты, е крыльев 3 и рулей 4, а именно:
S р =n•L p •b
где: S кр площадь крыла; S м
площадь миделя ракеты; относительная площадь крыла; относительная площадь решетчатого крыла; S р площадь несущей поверхности решетчатого руля; Н р - высота решетчатого руля; L р размах
решетчатого руля; - относительный шаг планов решетчатого руля; t шаг планов решетчатого руля; b ширина планов
решетчатого руля; n количество (число) планов решетчатого руля; λ кр удлинение крыла; L размах крыла; λ к удлинение корпуса ракеты; L к длина ракеты; D экв диаметр круга, площадь которого соответствует площади миделя ракеты.
[19]
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; наличие больших местных углов атаки на рулях.
[20]
Выбор соотношения размеров решетчатых рулей, крыльев и корпуса ракеты в целом в определенных пределах позволяет уменьшить или устранить ряд технических проблем (или части этих
проблем).
[21]
Маневрирование на бол…