RU2085826C1 - Ракета - Google Patents
Ракета Download PDFInfo
- Publication number
- RU2085826C1 RU2085826C1 RU95107199/11A RU95107199A RU2085826C1 RU 2085826 C1 RU2085826 C1 RU 2085826C1 RU 95107199/11 A RU95107199/11 A RU 95107199/11A RU 95107199 A RU95107199 A RU 95107199A RU 2085826 C1 RU2085826 C1 RU 2085826C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- trellised
- area
- rudder
- wings
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
Использование: изобретение относится к ракетной технике, в частности, к управляемым ракетам, и может быть использовано в различных типах и классах ракет с решетчатыми аэродинамическими поверхностями. Сущность изобретения: ракета выполнена по нормальной аэродинамической схеме, содержит корпус, размещенные в нем двигательную установку, аппаратуру системы наведения и системы управления, а также четыре неподвижных крыла и четыре решетчатых руля системы управления. Крылья и рули системы управления расположены на корпусе равномерно относительно его продольной оси. Высокие маневренные характеристики ракеты обеспечиваются за счет выполнения крыльев, решетчатых рулей и корпуса ракеты с определенными соотношениями размеров этих частей. 7 ил.
Description
Изобретение относится к ракетной технике, в частности к управляемым ракетам, и может быть использовано в различных типах и классах ракет с решетчатыми аэродинамическими поверхностями.
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, N 4308, с. 24-25. Flight International 11-17 марта 1992, N 4309, с. 15 и наиболее полно в журнале "Крылья Родины" N 8 93 (цветной вкладыш и с. 26). Последнее техническое решение взято в качестве прототипа по данной заявке.
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.
В описанных выше решениях 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.
Задачей изобретения является разработка всеракурсной высокоманевренной ракеты с высокими аэродинамическими характеристиками.
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:
Нр/Lр 0,3-0,55
n Нр /t + 1 3-5
Sр n•Lр•b
где Sкр площадь крыла;
Sм площадь миделя ракеты;
относительная площадь крыла;
относительная площадь решетчатого руля;
Sр площадь несущей поверхности решетчатого руля;
Hр высота решетчатого руля;
Lр размах решетчатого руля;
относительный шаг планов решетчатого руля;
t шаг планов решетчатого руля;
b ширина планов решетчатого руля;
n количество (число) планов решетчатого руля;
λкp удлинение крыла;
L размах крыла;
λк удлинение корпуса ракеты;
Lк длина ракеты;
Dэкв диаметр круга, площадь которого соответствует площади миделя ракеты.
Нр/Lр 0,3-0,55
n Нр /t + 1 3-5
Sр n•Lр•b
где Sкр площадь крыла;
Sм площадь миделя ракеты;
относительная площадь крыла;
относительная площадь решетчатого руля;
Sр площадь несущей поверхности решетчатого руля;
Hр высота решетчатого руля;
Lр размах решетчатого руля;
относительный шаг планов решетчатого руля;
t шаг планов решетчатого руля;
b ширина планов решетчатого руля;
n количество (число) планов решетчатого руля;
λкp удлинение крыла;
L размах крыла;
λк удлинение корпуса ракеты;
Lк длина ракеты;
Dэкв диаметр круга, площадь которого соответствует площади миделя ракеты.
При использовании ракеты согласно изобретению 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.
Ракета с заявленным соотношением размеров решает задачу размещения на самолете-носителе в условиях жестких габаритных ограничений и одновременно позволяет в несколько раз (порядка 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.
Ракета с данным соотношением геометрических размеров обеспечивает высокие аэродинамические характеристики во всем диапазоне ее применения.
Так, максимальный угол атаки составляет αmax≈ 40-45°, максимально допустимая поперечная перегрузка равна nymax≈ 50 ед как на пассивном, так и на активном участках траектории за счет введения аппаратурного ограничения.
При выходе за пределы указанных соотношений размеров ракеты в значительной степени теряет свои маневренные возможности за счет резкого возрастания коэффициента сопротивления Сx и значительного уменьшения коэффициента нормальной силы Сy.
Таким образом, выбор соотношения размеров ракеты в указанных пределах обеспечивает ее высокие маневренные характеристики в диапазоне углов атаки α ≈ 0-45° и чисел М≈0,6-5,0.
На фиг. 1 изображен общий вид предлагаемой ракеты; на фиг. 2 сечение А-А на фиг. 1; на фиг. 3 сечение Б-Б на 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 сопротивления от относительной площади решетчатого руля; на фиг. 7 - графическое изображение зависимости коэффициента лобового сопротивления изолированного решетчатого руля от отношения высоты решетчатого руля к его размаху.
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).
Ракета скомпонована по нормальной аэродинамической 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.
Каждый руль 4 имеет раму 5, внутри которой расположены планы 6, образующие соты.
В корневой части руля 4 имеются проушины 7, которыми каждый руль крепится к корпусу 1 ракеты
Для оптимизации аэродинамических характеристик ракеты выбраны соотношения размеров корпуса 1 ракеты, ее крыльев 3 и рулей 4, указанные выше.
Для оптимизации аэродинамических характеристик ракеты выбраны соотношения размеров корпуса 1 ракеты, ее крыльев 3 и рулей 4, указанные выше.
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.
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).
Маневрирование на больших углах атаки (α ≈ 40°) позволяет обеспечить высокий уровень поперечных перегрузок во всем диапазоне применения ракеты.
Как известно, величина поперечной перегрузки пропорциональна величине нормальной силы ракеты, которая определяется по формуле
У Сy•q•S,
где Сy коэффициент нормальной силы ракеты;
q скоростной напор, кг/м2;
S характерный размер, м2.
У Сy•q•S,
где Сy коэффициент нормальной силы ракеты;
q скоростной напор, кг/м2;
S характерный размер, м2.
Величина дальности полета ракеты обратно пропорциональна силе сопротивления ракеты, которая определяется по формуле
Х Сx•q•S,
где Сx коэффициент сопротивления ракеты.
Х Сx•q•S,
где Сx коэффициент сопротивления ракеты.
На фиг. 4-7 приведены зависимости Сy, Сx от заявленных параметров ракеты и решетчатого руля.
Ракета с заявленным соотношением размеров обеспечивает наиболее высокие маневренные характеристики при минимуме коэффициента сопротивления.
Данные параметры (заштрихованные области) определены в результате систематических исследований в аэродинамических трубах ракет различной геометрии и подтверждены результатами летных испытаний.
При выходе за пределы заявленных параметров ракета в значительной степени теряет свои маневренные свойства за счет резкого уменьшения коэффициента нормальной силы и увеличения коэффициента сопротивления.
Таким образом, ракета с заявленным соотношением размеров обеспечивает высокие аэродинамические характеристики во всем диапазоне ее применения, максимально допустимая перегрузка составляет nymax≈50 ед при углах атаки α ≈ 40-45°.
Графические зависимости на фиг. 4-7 подтверждают возможность получения высоких аэродинамических характеристик в интервале значений соотношений размеров крыльев, решетчатых рулей и корпуса ракеты, выполненной по нормальной аэродинамической схеме.
Claims (1)
- 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, отличающаяся тем, что крылья, решетчатые рули системы управления и корпус выполнены таким образом, что имеют следующие соотношения размеров:
Hp / Lp 0,3 0,55;
n He / t + 1 3 5;
Sp n • Lp • b;
где Sк р площадь крыла;
относительная площадь крыла;
относительная площадь решетчатого руля;
Sм площадь миделя ракеты;
Sр площадь несущей поверхности решетчатого руля;
Hр высота решетчатого руля;
Lр размах решетчатого руля;
λкp- удлинение крыла;
L размах крыла;
λк- удлинение корпуса ракеты;
Lк длина ракеты;
Dэ к в диаметр круга, площадь которого соответствует площади миделя ракеты;
относительный шаг планов решетчатого руля;
t шаг планов решетчатого руля;
n количество (число) планов решетчатого руля;
b ширина плана решетчатого руля.
Priority Applications (6)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU95107199/11A RU2085826C1 (ru) | 1995-05-11 | 1995-05-11 | Ракета |
PCT/RU1996/000102 WO1996035613A1 (fr) | 1995-05-11 | 1996-04-29 | Fusee a gouvernes en treillis et gouverne en treillis pour fusee |
DE69627322T DE69627322T2 (de) | 1995-05-11 | 1996-04-29 | Rakete mit gitterruder |
US08/930,076 US6073879A (en) | 1995-05-11 | 1996-04-29 | Rocket with lattice control surfaces and a lattice control surface for a rocket |
EP96915252A EP0829424B1 (en) | 1995-05-11 | 1996-04-29 | Rocket with lattice control surfaces |
CN96194706A CN1073040C (zh) | 1995-05-11 | 1996-04-29 | 带格栅式控制面的火箭 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU95107199/11A RU2085826C1 (ru) | 1995-05-11 | 1995-05-11 | Ракета |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU95107199A RU95107199A (ru) | 1996-08-20 |
RU2085826C1 true RU2085826C1 (ru) | 1997-07-27 |
Family
ID=20167431
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU95107199/11A RU2085826C1 (ru) | 1995-05-11 | 1995-05-11 | Ракета |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2085826C1 (ru) |
-
1995
- 1995-05-11 RU RU95107199/11A patent/RU2085826C1/ru active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Крылья Родины N 8, 1993, с.26. * |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU95107199A (ru) | 1996-08-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP0076271B1 (en) | Directional control device for airborne or seaborne missiles | |
US5171623A (en) | Drag reducing surface depressions | |
US5154370A (en) | High lift/low drag wing and missile airframe | |
CN106585948A (zh) | 一种水空两栖无人飞行器 | |
GB2244968A (en) | Fuselages | |
DE69027750T2 (de) | Überschallgeschoss mit Lenkung mittels paarweise wirkenden Luftbremsen | |
DE19949640A1 (de) | Verfahren und Vorrichtung zum schnellen Umwenden eines Bewegungskörpers in einem fluiden Medium | |
RU2085826C1 (ru) | Ракета | |
US5050819A (en) | Rotatable non-circular forebody flow controller | |
DE2141744C3 (de) | Flugkörper mit Schubvektor- und aerodynamischer Steuerung | |
RU2234667C1 (ru) | Ракета | |
Blair Jr et al. | Experimental study of tail-span effects on a canard-controlled missile | |
RU2270413C1 (ru) | Ракета | |
RU2094748C1 (ru) | Ракета | |
EP3168150A1 (de) | Hilfstragflügeleinrichtung | |
RU2288140C1 (ru) | Беспилотный летательный аппарат | |
Stephen et al. | Investigation of Mach number effects on the aerodynamic loading of an articulating nose cone missile | |
Nietubicz et al. | Supersonic wind tunnel measurements of static and magnus aerodynamic coefficients for projectile shapes with tanget and secant ogive noses[Final Report] | |
Allen | Experimental study at low supersonic speeds of a missile concept having opposing wraparound tails | |
RU2785570C1 (ru) | Аэродинамическая компоновка управляемой планирующей авиабомбы | |
CN214223881U (zh) | 一种新型涵道式飞行炸弹 | |
DE2457503A1 (de) | Infanteriegeschoss | |
Ware | Supersonic aerodynamic characteristics of a proposed assured crew return capability (acrc) lifting-body configuration | |
RU185698U1 (ru) | Ракета | |
Staudacher et al. | Aerodynamic characteristics of a fighter-type configuration during and beyond stall |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PC4A | Invention patent assignment |
Effective date: 20050504 |
|
PC41 | Official registration of the transfer of exclusive right |
Effective date: 20110301 |