RU185698U1 - Ракета - Google Patents
Ракета Download PDFInfo
- Publication number
- RU185698U1 RU185698U1 RU2017132734U RU2017132734U RU185698U1 RU 185698 U1 RU185698 U1 RU 185698U1 RU 2017132734 U RU2017132734 U RU 2017132734U RU 2017132734 U RU2017132734 U RU 2017132734U RU 185698 U1 RU185698 U1 RU 185698U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aerodynamic
- area
- wing
- consoles
- rocket
- Prior art date
Links
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 abstract description 3
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 2
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 1
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 1
- 241000529895 Stercorarius Species 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к области ракетной технике, в частности к семейству управляемых ракет, может быть использована в различных типах и классах ракет с аэродинамическими органами управления, в том числе выполненным по нормальной аэродинамической схеме с четырьмя консолями крыла и четырьмя аэродинамическими рулями, установленными по схеме «Х-Х».Ракета содержит корпус, на котором расположены симметрично относительно продольной оси две верхних и две нижних консоли крыла и тандемно с ними две верхних и две нижних консоли аэродинамических рулей, консоли крыла, корпус и консоли рулей выполнены таким образом, что имеют определенные соотношения размеров. Полезная модель обеспечивает высокие аэродинамические характеристики во всем диапазоне ее применения.Технический результат заключается в возможности получения максимальных значений аэродинамического (балансировочного) качества, обеспечивающего увеличение дальности полета при прочих равных характеристиках, достигается за счет указанных геометрических параметров. 7 ил.
Description
Полезная модель относится к области ракетной технике, в частности к семейству управляемых ракет, может быть использована в различных типах и классах ракет с аэродинамическими органами управления, в том числе выполненным по нормальной аэродинамической схеме с четырьмя консолями крыла и четырьмя аэродинамическими рулями, установленными по схеме «Х-Х».
При разработке беспилотных летательных аппаратов, в том числе управляемых ракет, одной из основных задач аэродинамической компоновки является повышение максимального значения аэродинамического (балансировочного) качества. Аэродинамическое (балансировочное) качество определяется как отношение коэффициента аэродинамической подъемной силы (Суα) к коэффициенту лобового сопротивления (Схα) [1]. Дальность полета летательного аппарата находится в прямой зависимости от аэродинамического (балансировочного) качества. Об этом, в частности, указано на стр.84 в [2], а также во многих работах по аэродинамике летательных аппаратов.
Известна ракета, выполненная по нормальной аэродинамической схеме, содержащая корпус, размещенные в нем двигатель, аппаратуру системы наведения и системы управления, боевое снаряжение, а также четыре неподвижных крыла и четыре аэродинамических руля системы управления, расположенных на корпусе равномерно относительно его продольной оси [3].
Также из описания к патенту на изобретение №2234667 от 18.11.2002 г. [4] известна ракета, выбранная в качестве прототипа, выполненная по нормальной аэродинамической схеме, содержащая корпус, размещенные в нем двигатель, аппаратуру системы наведения и системы управления, боевое снаряжение, а также четыре неподвижных крыла и четыре аэродинамических руля системы управления, расположенных на корпусе равномерно относительно его продольной оси, в которой крылья, аэродинамические рули системы управления и корпус выполнены таким образом, что имеют следующие соотношения размеров:
где Sкp - площадь крыла;
Sm - площадь миделя ракеты;
Sp - площадь руля;
λкр - удлинение крыла;
Lрл - размах руля;
Lкр - размах крыла;
λк - удлинение корпуса ракеты;
Lк - длина ракеты;
Dэкв - диаметр круга, площадь которого соответствует площади миделя ракеты.
К недостаткам аналога и прототипа следует отнести невозможность однозначного определения характера поведения и величину зависимости аэродинамического (балансировочного) качества от относительной площади крыла для указываемых в прототипе геометрических диапазонов, что, в свою очередь, не дает возможности однозначного определения дальности полета в зависимости от чисел Маха.
Технической проблемой заявляемого изобретения является разработка ракеты с улучшенным аэродинамическим (балансировочным) качеством, обеспечивающим увеличение дальности полета при прочих равных характеристиках.
Техническая проблема решена за счет того, что в ракете, содержащей корпус, на котором расположены симметрично относительно продольной оси две верхних и две нижних консоли крыла и тандемно с ними две верхних и две нижних консоли аэродинамических рулей, консоли крыла, корпус и консоли рулей выполнены таким образом, что имеют следующие соотношения размеров:
где Sкр - площадь консоли крыла;
Sм - площадь миделя ракеты;
Sp - площадь консоли руля;
Dэкв - диаметр круга, площадь которого соответствует площади миделя ракеты.
Технический результат заявляемой полезной модели, заключающийся в возможности получения максимальных значений аэродинамического (балансировочного) качества, обеспечивающего увеличение дальности полета при прочих равных характеристиках, достигается за счет указанных геометрических параметров.
Сущность полезной модели поясняется графическими материалами,
где:
на фиг. 1 изображен общий вид сбоку ракеты;
на фиг. 2 изображен общий вид спереди ракеты;
на фиг. 3 изображено сечение А-А;
на фиг. 4 изображены консоли крыла и руля ракеты в плане;
На фиг. 5 изображен график зависимости максимального балансировочного коэффициента подъемной силы от относительной площади крыла;
на фиг. 6 изображен график зависимости максимального балансировочного коэффициента лобового сопротивления от относительной площади крыла;
на фиг. 7 изображен график зависимости балансировочного аэродинамического качества при максимальной подъемной силе от относительной площади крыла.
Ракета содержит корпус 1, включающий передний обтекатель 2 оживальной формы. Внутри корпуса 1 размещена аппаратура системы наведения и системы управления, боевое снаряжение и двигательная установка (не показаны). На корпусе 1 размещены консоли крыла 3 и рулей 4. Также дополнительно возможна установка стартового двигателя (разгонного блока).
Консоли крыла, корпус и консоли рулей выполнены таким образом, что имеют следующие соотношения размеров:
где Sкр - площадь консоли крыла;
Sм - площадь миделя ракеты;
Sp - площадь консоли руля;
Dэкв - диаметр круга, площадь которого соответствует площади миделя ракеты.
При использовании ракеты согласно заявляемой полезной модели обеспечивается поражение бронетанковой техники и кораблей, а также таких специфических целей, как крылатая ракета, ракета "воздух-воздух", "воздух-поверхность" и т.д.
Ракета с крыльями и рулями малого удлинения обеспечивает малый поперечный габарит, поэтому ракета с заявленным соотношением размеров решает задачу размещения на самолете-носителе или на пусковой установке в условиях жестких габаритных ограничений. Оптимальный диапазон параметров найден по результатам многочисленных исследований ракет различной геометрии.
Ракета с данным соотношением геометрических размеров обеспечивает высокие аэродинамические характеристики во всем диапазоне ее применения.
Максимальный угол атаки составляет αmax≈30°.
График, изображенный на фиг. 7, одновременно учитывает изменения коэффициента сопротивления Сх и коэффициента нормальной силы Су. Из данного графика видно, что балансировочное аэродинамическое качество Kбал max принимает максимальные значения при выбранных соотношениях размеров рулей, крыльев и корпуса ракеты. 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 Су, а также уменьшается дальность полета. Библиография:
1. Аэродинамика летательных аппаратов: Учебник для студентов авиационных специальностей вузов/ Аржаников Н.С., Садекова Г.С. - М.: Высш. Шк., 1983. - 359 с.
2. Проектирование самолетов: Учебник для вузов / С.М. Егер, В.Ф. Мишин, Н.К. Лисейцев и др. Под ред. С.М. Егера.-3-е изд., перераб. и доп. - М.: Машиностроение, 1983. - 610 с.
3. Журнал "Техника и вооружение вчера, сегодня, завтра…" №5-6, 1999, с. 36
4. Описание к патенту РФ на изобретение №2234667 по заявке №2002131042 от 18.11.2002 г.
Claims (10)
- Ракета, содержащая корпус, размещенные в нем системы наведения и управления, боевое снаряжение, двигательную установку, а также расположенные на корпусе симметрично относительно продольной оси две верхних и две нижних консоли крыла и тандемно с ними две верхних и две нижних консоли аэродинамических рулей, отличающаяся тем, что консоли крыла, корпус и консоли рулей выполнены таким образом, что имеют следующие соотношения размеров:
- где Sкр - площадь консоли крыла;
- Sм - площадь миделя ракеты;
- Sp - площадь консоли руля;
- Dэкв - диаметр круга, площадь которого соответствует площади миделя ракеты.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017132734U RU185698U1 (ru) | 2017-09-20 | 2017-09-20 | Ракета |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017132734U RU185698U1 (ru) | 2017-09-20 | 2017-09-20 | Ракета |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU185698U1 true RU185698U1 (ru) | 2018-12-14 |
Family
ID=64754349
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017132734U RU185698U1 (ru) | 2017-09-20 | 2017-09-20 | Ракета |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU185698U1 (ru) |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2234667C1 (ru) * | 2002-11-18 | 2004-08-20 | Открытое акционерное общество "Долгопрудненское научно-производственное предприятие" | Ракета |
RU2291381C1 (ru) * | 2005-04-13 | 2007-01-10 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Управляемый снаряд (варианты) |
RU2393422C1 (ru) * | 2009-11-05 | 2010-06-27 | Владимир Иванович Ткаченко | Управляемая ракета |
RU2439476C2 (ru) * | 2009-03-19 | 2012-01-10 | Николай Евгеньевич Староверов | Противосамолетная ракета |
US20130032659A1 (en) * | 2011-08-03 | 2013-02-07 | Raytheon Company | Ring gear control actuation system for air-breathing rocket motors |
RU2539709C1 (ru) * | 2014-01-22 | 2015-01-27 | Открытое акционерное общество "Государственное машиностроительное конструкторское бюро "Вымпел" имени И.И. Торопова" | Управляемая ракета |
-
2017
- 2017-09-20 RU RU2017132734U patent/RU185698U1/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2234667C1 (ru) * | 2002-11-18 | 2004-08-20 | Открытое акционерное общество "Долгопрудненское научно-производственное предприятие" | Ракета |
RU2291381C1 (ru) * | 2005-04-13 | 2007-01-10 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Управляемый снаряд (варианты) |
RU2439476C2 (ru) * | 2009-03-19 | 2012-01-10 | Николай Евгеньевич Староверов | Противосамолетная ракета |
RU2393422C1 (ru) * | 2009-11-05 | 2010-06-27 | Владимир Иванович Ткаченко | Управляемая ракета |
US20130032659A1 (en) * | 2011-08-03 | 2013-02-07 | Raytheon Company | Ring gear control actuation system for air-breathing rocket motors |
RU2539709C1 (ru) * | 2014-01-22 | 2015-01-27 | Открытое акционерное общество "Государственное машиностроительное конструкторское бюро "Вымпел" имени И.И. Торопова" | Управляемая ракета |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2722329C1 (ru) | Ракета | |
US5176338A (en) | N-dimensional fighter aircraft | |
RU185698U1 (ru) | Ракета | |
RU2291381C1 (ru) | Управляемый снаряд (варианты) | |
RU2283471C1 (ru) | Ракета | |
RU2537357C1 (ru) | Управляемый снаряд | |
Sethunathan et al. | Aerodynamic Configuration design of a missile | |
RU2272984C1 (ru) | Ракета | |
Hallion | Science, technology and air warfare | |
RU2270413C1 (ru) | Ракета | |
RU2459177C1 (ru) | Сверхзвуковой управляемый реактивный снаряд | |
Spearman et al. | Stability and Control Characteristics at a Mach Number of 2.01 of a Variable-Wing-Sweep Configuration With Outboard Wing Panels Swept Back 75 | |
RU2539709C1 (ru) | Управляемая ракета | |
Spearman | Wind-tunnel studies of the effects of stimulated damage on the aerodynamic characteristics of airplanes and missiles | |
RU2234667C1 (ru) | Ракета | |
RU2683402C1 (ru) | Крыло для авиационного средства поражения | |
RU2645322C1 (ru) | Управляемый снаряд | |
Bolonkin | Optimal trajectories of air and space vehicles | |
Sethunathan et al. | Aerodynamic Characterisitics of a Missile Components | |
RU2809446C1 (ru) | Сверхзвуковой вращающийся реактивный снаряд | |
RU2546740C1 (ru) | Управляемая ракета | |
US20210163119A1 (en) | Wing root positioned at the back and behind the back of aircraft and spacecraft related vehicles or propelled/projectile objects to reduce drag | |
Stone | Maneuver performance of interceptor missiles | |
Elrataimi | The Path Performance Analysis of Missile | |
US20200324873A1 (en) | Retractable flaps used for adjusting the trajectory of aircraft, spacecraft, and watercraft related vehicles or propelled/projectile objects |