ракета

Формула изобретения

1. Ракета, выполненная по нормальной аэродинамической схеме, содержащая корпус, размещенные в нем головку самонаведения, аппаратуру системы управления, неконтактный взрыватель, боевую часть, четыре рулевых привода, систему энергопитания и двигательную установку, а также расположенные на корпусе симметрично относительно продольной оси два верхних и два нижних неподвижных крыла и тандемно с ними два верхних и два нижних кинематически развязанных аэродинамических руля с индивидуальными осями вращения и два бугеля, установленных в развале между двумя верхними крыльями, причем два верхних аэродинамических руля выполнены складывающимися таким образом, что их складываемые части разворачиваются вокруг осей перпендикулярно осям вращения этих рулей, а крылья и рули выполнены таким образом, что имеют следующие соотношения размеров:

где: - относительная площадь двух консолей крыла,

s_{2к кр} - площадь двух консолей крыла в плане, м ²,

s_м - площадь миделевого сечения корпуса, м,

S_{2к р} - площадь двух консолей рулей в плане, м²,

l_кр - размах консоли крыла, м,

l_р - размах консоли руля, м,

L_{p кр} - полный размах крыльев, м,

L_{p р} - полный размах рулей, м.

2. Ракета по п.1, у которой два верхних аэродинамических руля выполнены таким образом, что их складываемые части разворачиваются в противоположные стороны относительно плоскости симметрии ракеты с обеспечением следующих соотношений размеров:

где l_{р скл} - размах складываемой части руля, м.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к управляемым ракетам, и может быть использовано в различных типах и классах ракет с крестообразным расположением несущих и управляющих аэродинамических поверхностей.

Известны управляемые ракеты класса "воздух-воздух", принадлежащие к одному семейству, в которое входит базовая ракета и ее последовательные модификации, стоящие на вооружении нескольких вариантов одного и того же истребителя-перехватчика. Эти ракеты, выполненные по нормальной аэродинамической схеме, содержат корпус, размещенные в нем головку самонаведения, аппаратуру системы управления, неконтактный взрыватель, боевую часть, четыре рулевых привода, систему энергопитания и двигательную установку, а также расположенные на корпусе тандемно и симметрично относительно его продольной оси четыре неподвижных крыла и четыре кинематически развязанных управляющих аэродинамических руля с индивидуальными осями вращения. Эти ракеты с разной степенью раскрытия описаны в источниках:

- А.В.Карпенко. "Российское ракетное оружие 1943-1993 гг.", справочник, издание второе, СПБ, "ПИКА", 1993, стр.135, 145.

- Авиация ПВО России и научно-технический прогресс: Боевые комплексы и системы вчера, сегодня, завтра. Под ред. Е.А.Федосова, М.: Дрофа, 2001, стр.282, 285, 286.

Наиболее полно описываемое техническое решение представлено в последнем источнике. Оно взято в качестве прототипа по данной заявке.

Ракеты этого семейства имеют два верхних и два нижних крыла, установленных на двигательной установке. В развале между двумя верхними крыльями имеются расположенные на корпусе узлы крепления к катапультному пусковому устройству (бугели). На хвостовом отсеке, который расположен за двигательной установкой и в котором по его продольной оси проходит газовод двигательной установки с соплом и размещены рулевые приводы и система энергопитания, установлены два верхних и два нижних аэродинамических руля. Причем верхние рули этих ракет выполнены складывающимися таким образом, что их складываемые части разворачиваются вокруг осей, перпендикулярных осям вращения этих рулей.

Особенностью ракет указанного семейства является их конформное размещение на самолете-носителе (в полуутопленном положении в специальных подфюзеляжных нишах). Причем относительно корпуса самолета-носителя ракеты развернуты по крену на угол 45° и часть их корпуса и верхние крылья входят внутрь подфюзеляжных ниш.

Особенностью аэродинамической компоновки этих ракет является использование рулей, имеющих размах, превышающий размах крыльев или равный ему.

В описаниях, приведенных в упомянутых выше источниках, не представлены соотношения геометрических размеров несущих и управляющих поверхностей, что не позволяет судить о возможности обеспечения высоких летно-технических характеристик при одновременном обеспечении конформного размещения указанных ракет на самолете-носителе.

При создании изобретения стояла задача обеспечить для ракет этого семейства, у которых при проведении модификации варьировались габариты и относительные геометрические параметры консолей крыла и аэродинамических рулей, сохранение несущих свойств и балансировочных характеристик конфигурации при одновременном обеспечении конформного размещения указанных ракет на самолете-носителе в условиях одних и тех же габаритных ограничений.

Для решения поставленных задач в управляемой ракете, выполненной по нормальной аэродинамической схеме и содержащей корпус, размещенные в нем головку самонаведения, аппаратуру системы управления, неконтактный взрыватель, боевую часть, двигательную установку, четыре рулевых привода, систему энергопитания, а также расположенные на корпусе симметрично относительно продольной оси два верхних и два нижних неподвижных крыла и тандемно с ними два верхних и два нижних кинематически развязанных аэродинамических руля с индивидуальными осями вращения и два бугеля, установленных в развале между двумя верхними крыльями, причем два верхних аэродинамических руля выполнены складывающимися таким образом, что их складываемые части разворачиваются вокруг осей, перпендикулярных осям вращения этих рулей, крылья и рули выполнены таким образом, что имеют следующие соотношения размеров:

где - относительная площадь двух консолей крыла,

- площадь двух консолей крыла в плане, м² ,

S_м - площадь миделевого сечения корпуса, м ²,

S_2кр - площадь двух консолей рулей в плане, м²,

l_кр - размах консоли крыла, м,

l_р - размах консоли руля, м,

L_{p кр} - полный размах крыльев м,

L_{p р} - полный размах рулей м.

В этой ракете два верхних аэродинамических руля выполнены таким образом, что их складываемые части разворачиваются в противоположные стороны относительно плоскости симметрии ракеты, в которой располагаются бугели, с обеспечением следующих соотношений размеров:

где l_{р скл} - размах складываемой части руля, м.

В качестве технических результатов, достигаемых при использовании заявленного изобретении, следует указать на:

- сохранение несущих свойств рулей (на единицу омываемой площади в плане) в широком диапазоне изменения их относительного размаха и высоких маневренных возможностей ракеты при выполнении требований на ограничение габаритов ракеты, накладываемых особенностями ее размещения на самолете-носителе, за счет применения несущих и управляющих поверхностей с заявляемыми соотношениями размеров;

- размещение ракеты в выделенном пространстве подфюзеляжной ниши и уменьшение расстояния между продольной осью подвешенной ракеты и поверхностью самолета и, как следствие, уменьшение сопротивления системы "самолет-носитель-ракета" в режиме совместного полета за счет складывания консолей двух верхних рулей с заявляемыми соотношениями размеров руля и его складываемой части.

Сущность изобретения поясняется графическими материалами, где:

на фиг.1 изображен общий вид ракеты,

на фиг.2 изображен вид на крылья и рули в плане,

на фиг.3 изображен вид на ракету спереди,

на фиг.4 изображены графики зависимостей балансировочного коэффициента подъемной силы С_{у бал}, отнесенного к площади миделевого сечения корпуса, от относительной площади двух консолей крыла для двух значений числа Маха - М=2 и М=3,

на фиг.5 изображены графики зависимостей балансировочного коэффициента подъемной силы С_{у бал}, отнесенного к площади миделевого сечения корпуса, от отношения площадей двух консолей руля и двух консолей крыла S_{2к р}/S_{2к кр} для М=2 и М=3,

на фиг.6 изображены графики зависимостей балансировочного коэффициента подъемной силы С_{у бал}, отнесенного к площади миделевого сечения корпуса, от отношения размахов консолей крыла и руля l_кр/l_р для М=2 и М=3,

на фиг.7 изображены зависимости приведенного коэффициента подъемной силы руля С_{у р прив} (отнесенного к единице площади) от отношения полных размахов крыла и руля L_{p кр}/L _{p р} для М=2 и М=3.

Ракета согласно изобретению содержит корпус 1. Внутри корпуса 1 размещены головной отсек 2 с головкой самонаведения, аппаратурой системы управления и неконтактным взрывателем, боевая часть 3, двигательная установка 4 и хвостовой отсек 5 с четырьмя рулевыми приводами и системой энергопитания (фиг.1).

Ракета имеет расположенные на корпусе 1 тандемно и симметрично относительно его продольной оси аэродинамические поверхности и выполнена по нормальной аэродинамической схеме, в соответствии с которой два верхних 6 и два нижних 7 неподвижных крыла размещены на корпусе 1 впереди двух верхних 8 и двух нижних 9 аэродинамических рулей, которые кинематически развязаны между собой и имеют индивидуальные оси вращения 10 (фиг.2). На корпусе 1 в развале между верхними крыльями расположены бугели 11 (фиг.1).

Верхние рули 8 (фиг.3) выполнены складывающимися таким образом, что их складываемые части 13 разворачиваются вокруг осей 12 (фиг.2), перпендикулярных осям вращения 10 этих рулей, причем складываемые части 13 разворачиваются в противоположные стороны относительно плоскости симметрии 14 ракеты, в которой располагаются бугели 11.

Выбранные соотношения размеров рулей и крыльев обеспечивают сохранение несущих свойств рулей в широком диапазоне изменения их относительного размаха, а также сохранение высоких маневренных возможностей ракеты.

Выбранные соотношения геометрических размеров руля и его складываемой части обеспечивают размещение ракеты на самолете-носителе в выделенном пространстве подфюзеляжных ниш.

Предлагаемые согласно изобретению диапазоны изменения геометрических параметров получены по результатам практических экспериментальных исследований в аэродинамических трубах и подтверждены данными летных испытаний. Ракета с указанными соотношениями геометрических размеров обеспечивает потребные маневренные характеристики во всем диапазоне ее применения.