RU2064655C1

RU2064655C1 - Aerodynamic canard configuration guides missile

Info

Publication number: RU2064655C1
Application number: SU5101861/11A
Authority: RU
Inventors: О.Н. Панкратов; А.Н. Давыдов; Ю.М. Островский; С.В. Жогин; И.А. Дубов; Ю.А. Минаев; Ю.М. Суров; Б.Е. Волочков
Original assignee: Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем
Priority date: 1991-07-18
Filing date: 1991-07-18
Publication date: 1996-07-27

Abstract

FIELD: air-to-air, air-to-surface, surface-to-air guides missiles, aircraft and antiaircraft guided missile systems. SUBSTANCE: missile external surface area is decreased by 50% due to jettisoning of power plant; required stability and control characteristics of the MISSILE as flight vehicle before and after undocking of sections are ensured due to use of a tandem two-cantilever wing and optimization of its arrangement on the casing of the nose module of payload bay and power plant bay. EFFECT: improved stability and control characteristics. 1 dwg

Description

Изобретение относится к области управляемых ракет классов "воздух-воздух", " воздух-поверхность", "поверхность-воздух", может быть использовано в авиационных и зенитных боевых комплексах. The invention relates to the field of guided missiles of the classes "air-to-air", "air-to-surface", "surface-to-air", can be used in aircraft and anti-aircraft combat complexes.

Наиболее близким по технической сущности решением является ракета аэродинамической схемы "утка", содержащая корпус с рулями и модулем-отсеком полезной нагрузки и соединенный с ним отсек двигательной установки с крыльями. В модуль-отсеке размещены головка самонаведения, рулевой привод, системы управления, энергообеспечения и боевого снаряжения. С модулем-отсеком полезной нагрузки посредством быстроразъемного соединения (например, байонетного) состыкована двигательная установка с размещенными на ее корпусе крыльями. Крылья имеют удлинение λ 0,5-1,0, площадь 7,2-12 от площади модуля отсека полезной нагрузки и установлены да расстоянии 0,2-0,6 длины модуля полезной нагрузки от донного среза двигательной установки. (Афонин П.М. Беспилотные летательные аппараты", Маш-е М, 1967, с. 15)
Главным недостатком известного изобретении принятого за прототип является невозможность разделить в полете модуль-отсек полезной нагрузки и отсек двигательной установки, что приводит к расходованию общей кинетической энергии ракеты на ту часть силы сопротивления, которая связана с наличием в составе ракеты отработавшего двигателя.The solution closest in technical essence is a duck-type aerodynamic missile, comprising a housing with rudders and a payload compartment module and a propulsion unit compartment with wings connected to it. The homing head, steering gear, control systems, power supply and combat equipment are located in the module compartment. A propulsion unit with wings placed on its body is docked with the module-compartment of the payload by means of a quick disconnect (for example, bayonet-type). The wings have an elongation of λ 0.5-1.0, an area of 7.2-12 from the area of the module of the payload compartment and installed at a distance of 0.2-0.6 of the length of the module of the payload from the bottom cut of the propulsion system. (Afonin P.M. Unmanned Aerial Vehicles ", Mash-e M, 1967, p. 15)
The main disadvantage of the known invention adopted as a prototype is the inability to separate the module-payload compartment and the propulsion system compartment in flight, which leads to the expenditure of the total kinetic energy of the rocket for that part of the drag force that is associated with the presence of an exhaust engine in the rocket.

Кроме того, наличие двигателя в составе ракеты до момента встречи с целью увеличивает ее заметность в инфракрасном (ИК) и радиадиопазоне. In addition, the presence of an engine in the composition of the rocket before meeting with a target increases its visibility in the infrared (IR) and radio range.

Техническим результатом от использования данного изобретения является расширение диапазона тактического применения ракеты и снижение ее заметности на траектории за счет разделения в полете головного модуля и двигательной установки, а также изменения конструкции и размещения крыла. The technical result from the use of this invention is to expand the range of tactical use of the rocket and reduce its visibility on the trajectory due to the separation in flight of the head module and propulsion system, as well as changes in the design and placement of the wing.

Указанный технический результат достигается тем, что в управляемой ракете аэродинамической схемы "утка", содержащей корпус с рулями и модулем-отсеком полезной нагрузки и соединенный с ним отсек двигательной установки, соединение модуля-отсека полезной нагрузки с отсеком двигательной установки выполнено в виде разрывных стыковочных узлов крепления с устройством разделения в виде пироболтов, а каждое крыло выполнено в виде двух тандемно расположенных консолей, одна из которых размещена на корпусе модуля-отсека полезной нагрузки при этом задняя кромка бортовой консоли крыла расположена от заднего торца отсека, на расстоянии 0^oC0,8 его длины, а вторая расположена на корпусе отсека двигательной установки на расстоянии 0,2^oC0,6 длины модуля полезной нагрузки от данного среза двигателя, при этом площади крыла в пределах одной пары распределены пропорционально массам разделяемых отсеков
Сущность изобретения заключаются в следующем. Известно, что боевые возможности управляемых ракет во многом определяются их баллистическими характеристиками. Например, в воздушном бою с противником, оказывающим огневое противодействие своим ракетным вооружением для выигрыша воздушного боя необходимо опередить его в поражении. Для этого необходимо иметь преимущество в максимальной скорости ракеты и добиться высокого аэродинамического совершенства ее конструкции в условиях жестких ограничений по массе и в особенности по длине ракеты.The specified technical result is achieved by the fact that in the guided missile of the aerodynamic configuration "duck", comprising a housing with rudders and a module-compartment of the payload and a compartment of the propulsion system connected to it, the connection of the module-compartment of the payload with the compartment of the propulsion system is made in the form of explosive docking units fastenings with a separation device in the form of pyro-bolts, and each wing is made in the form of two tandem-mounted consoles, one of which is placed on the housing of the module of the payload compartment m the rear edge of the wing side console is located from the rear end of the compartment, at a distance of 0 ^o C0.8 of its length, and the second is located on the body of the propulsion system at a distance of 0.2 ^o C0.6 of the length of the payload module from this engine cut, while wing areas within one pair are distributed in proportion to the masses of the separated compartments
The invention consists in the following. It is known that the combat capabilities of guided missiles are largely determined by their ballistic characteristics. For example, in an air battle with the enemy, providing fire resistance with their missile weapons, in order to win an air battle it is necessary to get ahead of him in defeat. For this, it is necessary to have an advantage in the maximum speed of the rocket and to achieve high aerodynamic perfection of its design in the face of severe restrictions on mass and especially on the length of the rocket.

При использовании заявленного изобретения появляется возможность существенно снизить торможение ракеты, отделив от модуля полезной нагрузки отработавший двигатель. When using the claimed invention, it becomes possible to significantly reduce the braking of the rocket by separating the spent engine from the payload module.

Уменьшение на 50% и более площади наружной поверхности ракеты после сброса двигательной установки, имеющей к тому же резкий температурный контраст по отношению к остальной конструкции, приводит к существенному уменьшению заметности ракеты на траектории, что затрудняет ее обнаружение и перехват противником, увеличивает фактор внезапности атаки. A decrease of 50% or more of the outer surface of the rocket after the reset of the propulsion system, which also has a sharp temperature contrast with respect to the rest of the structure, leads to a significant decrease in the visibility of the rocket along the trajectory, which makes it difficult to detect and intercept it by the enemy, and increases the attack surprise factor.

Для реализации этого замысла необходимо обеспечить требуемые характеристики устойчивости и управляемости ракеты как летательного аппарата до и после расстыковки отсеков. Эта задача решается за счет использования тандемного двухконсольного крыла и оптимизации его размещения на корпусе носового модуля отсека полезной нагрузки и отсека двигательной установки. Расчеты показывают, что размещение каждой консоли крыла в пределах указанного в заявленном решении диапазоне по продольной оси ракеты позволяет успешно решить данную задачу. To implement this plan, it is necessary to provide the required stability and controllability characteristics of the rocket as an aircraft before and after separation of the compartments. This problem is solved by using the tandem double-console wing and optimizing its placement on the nose module housing of the payload compartment and propulsion system compartment. Calculations show that the placement of each wing console within the range specified in the claimed solution along the longitudinal axis of the rocket allows you to successfully solve this problem.

Изобретение поясняется чертежом, на котором показан общий вид ракеты. The invention is illustrated in the drawing, which shows a General view of the rocket.

Предлагаемая ракита аэродинамической схемы "утка" имеет неизменный модуль-отсек полезной нагрузки 1 с размещенными на его корпусе рулями 2 и передними консолями крыльев 3, а также двигательную установку 4 с размещенными на ее корпусе задними консолями крыльев 5, соединенную с модулем-отсеком полезной нагрузки разрывными узлами крепления 6, имеющими устройство разделения, например, при помощи пироболтов. Передние и задние консоли крыльев расположены тандемно, образуя четыре пары консолей, причем задние консоли крыла смещены от донного среза двигателя вперед на величину 0,2-0,6 длины модуля полезной нагрузки, а передние консоли крыла на величину 0-0,8 длины модуля полезной нагрузки от его донного среза до задней точки бортовой хорды. Конкретное расположение каждого крыла выбирается из условия обеспечения оптимальных характеристик устойчивости и управляемости ракеты до и после расстыковки. Площади каждой консоли одной пары распределяются пропорционально массам отсеков 1 и 4. The proposed rocket of the aerodynamic configuration "duck" has an unchanged module payload compartment 1 with rudders 2 and front wing consoles 3 located on its body, as well as a propulsion system 4 with rear wing consoles 5 located on its body connected to the payload module module explosive fastening nodes 6 having a separation device, for example, using pyro-bolts. The front and rear wing consoles are located in tandem, forming four pairs of consoles, the rear wing consoles being shifted forward from the bottom section of the engine by 0.2–0.6 times the length of the payload module, and the front wing consoles by 0–0.8 times the length of the module payload from its bottom slice to the rear point of the side chord. The specific location of each wing is selected from the condition of ensuring optimal stability and controllability characteristics of the rocket before and after undocking. The areas of each console of one pair are distributed in proportion to the masses of compartments 1 and 4.

Предлагаемая ракета функционирует следующим образом. The proposed rocket operates as follows.

С момента пуска ракеты и до окончания работы двигателя 4 управление ракеты осуществляется рулями 2, эффективность которых, а также параметры рулевого привода выбираются из условий обеспечения требуемых характеристик управления на активном участке. Специально проведенные продувки ракет с тандемно-многокосольными крыльями показали, что такие крылья обеспечивают более высокие несущие свойства, чем одноконсольные той же площади. Поэтому наличие у заявляемой ракеты двухконсольных и тандемно расположенных крыльев 3 и 5 обеспечит ракете на активном участке несущие свойства не хуже, чем у ракеты по основному изобретению. From the moment the rocket is launched and until the end of engine 4 operation, the rocket is controlled by the rudders 2, the effectiveness of which, as well as the parameters of the steering drive, are selected from the conditions for ensuring the required control characteristics in the active section. Specially conducted purge missiles with tandem-multisin wings showed that such wings provide higher load-bearing properties than single-cantilever wings of the same area. Therefore, the presence of the inventive rocket of the two-console and tandem wings 3 and 5 will provide the rocket in the active area with bearing properties no worse than the rocket of the main invention.

По окончанию активного участка, а при необходимости и в любой другой момент времени, по команде системы управления ракеты производят расстыковку разрывных узлов крепления отсеков 6, имеющих устройство разделения, например, путем подачи электросигнала на пироболты устройства разделения узла стыковки 6, и производят отделение отсека двигательной установки 4 от модуля-отсека полезной нагрузки 1 за счет силы сопротивления набегающего потока воздуха или принудительным отталкиванием отсека двигательной установки известными способами (пружина, пиропатрон и т.п.). At the end of the active section, and if necessary at any other moment in time, at the command of the missile control system, the explosive attachment points of the compartments 6 having a separation device are undocked, for example, by supplying an electrical signal to the pyro-bolts of the separation unit of the docking unit 6, and the engine compartment is separated installation 4 from the module compartment of the payload 1 due to the resistance force of the incoming air flow or forced repulsion of the engine compartment by known methods (springs on, squib, etc.).

Благодаря наличию на корпусе отсека 1 крыльев и их правильному размещению вдоль продольной оси в диапазоне 0-0,8 длины данного отсека, образуется новый летательный аппарат с существенно меньшей эффективной отражающей поверхностью в радиодиапазоне и малой заметностью в ИК-диапазоне, обладающий высокими баллистическими характеристиками: уменьшенным по сравнению с исходной ракетой аэродинамическим сопротивлением и повышенными характеристиками маневренности. Последнее достигается выбором площади консоли крыла 3, а также благодаря тому, что подъемная сила рулей 2 после расстыковки воздействует на ракету меньшей массы и длины. Due to the presence of wings on the body of the compartment 1 and their proper placement along the longitudinal axis in the range 0-0.8 of the length of this compartment, a new aircraft is formed with a significantly lower effective reflective surface in the radio range and low visibility in the infrared range, which has high ballistic characteristics: reduced aerodynamic drag compared to the original missile and enhanced maneuverability. The latter is achieved by choosing the area of the wing console 3, and also due to the fact that the lifting force of the rudders 2 after undocking affects the rocket of smaller mass and length.

Данное изобретение позволяет на 40% увеличить максимальную дальность пуска по сравнению с основным изобретением (прототипом) в 2-3 раза уменьшить заметность ракеты в радио и ИК диапазонах. Кроме того, использование данного изобретения позволяет снять остроту ограничения на длину ракеты при ее разработке, т.к. позволяет успешно применять надкалиберные двигатели. This invention allows to increase the maximum launch range by 40% compared with the main invention (prototype) by 2-3 times to reduce the visibility of the rocket in the radio and infrared ranges. In addition, the use of this invention allows you to remove the severity of restrictions on the length of the rocket during its development, because allows the successful application of over-caliber engines.

Claims

Guided missile aerodynamic scheme "duck", comprising a housing with rudders and a module-compartment payload and connected to it a compartment of a propulsion system with wings, characterized in that the connection of the module-compartment of a payload with a compartment of the propulsion system is made in the form of explosive docking attachment points with a separation device in the form of pyro bolts, and each wing is made in the form of two tandem-mounted consoles, one of which is placed on the housing of the module of the payload compartment, while the rear edge of the sides the second wing console is located from the rear end of the compartment at a distance of 0 0.8 its length, and the second is located on the housing of the propulsion system at a distance of 0.2 0.6 length of the payload module from the bottom of the engine, while the wing area is within one pair distributed in proportion to the masses of the separated compartments.