ЗЕНИТНАЯ РАКЕТА
ANTIAIRCRAFT MISSILE

Область техники, к которой относится изобретение.
Изобретение относится к области военной техники, а именно к зенитным ракетам, и может быть использовано при разработке управляемых ракет, противоракет и баллистических ракет.
Уровень техники.
Известны конструкции систем управления и стабилизации ракет:
- Карпенко А.В. Российское ракетное оружие 1943-1993 г., справочник, издание второе, СПБ, «ПИКА», 1993, стр. 135, 145, 146;
- Авиация ПВО России и научно-технический прогресс: Боевые комплексы и системы вчера, сегодня, завтра/ под ред. Е.А. Федосова, М., Дрофа, 2001, стр. 214, 215, 282, 286-290.
- Изобретение «Ракета», патент РФ RU 2327949 C1, F42B 15/00, дата публикации 27.06.2008;
- Полезная модель «Зенитная управляемая ракета», патент РФ RU 93962 U1, F42B 15/00, дата публикации 10.05.2010.
Общим недостатком этих изобретений, по-нашему мнению, является низкая скорость движения зенитной ракеты и плохая ее управляемость. В случае применения ракетного двигателя твердого топлива невозможно регулировать его силу тяги и затруднено управление курсом ракеты в районе цели.
В качестве прототипа изобретения может быть рассмотрено техническое решение, предложенное в изобретении «Зенитная ракета», патент РФ №RU 2477445 С1, дата публикации 10.03.2013.
Положительный эффект данного технического решения достигается тем, что в ракете, содержащей головную часть, стабилизаторы и корпус осесимметричной формы, в котором находятся взрывное устройство (боевое снаряжение), ракетный двигатель, системы управления и энергопитания, в качестве органов управления используется четыре рулевых реактивных сопла, которые установлены соосно с ракетным двигателем и трубами, содержащими регуляторы расхода с приводами, соединенными с источником газа.
Управление зенитной ракетой по углам тангажа и рыскания в движении осуществляется посредством включения управляющих сопел соответствующим регулятором расхода газа.
Недостатками прототипа изобретения являются:
- управление вектором направления движения ракеты осуществляется только газодинамическим устройством, что нецелесообразно при движении ракеты в пределах атмосферы;
- малое плечо приложения тяги рулевых реактивных сопел, установленных соосно с ракетным двигателем, определяет малую величину управляющего момента по тангажу и рысканию.
Указанные недостатки ухудшают динамику ракеты на время разворота ракеты в направлении на цель и вызывают повышенный расход топлива (газа, рабочего тела).
Раскрытие сущности изобретения.
Сущность предлагаемого технического решения заключена в размещении рулевых реактивных сопел на аэродинамических управляющих поверхностях перпендикулярно строительной оси ракеты. Регулятор расхода газа через рулевые реактивные сопла выполнен по схеме струйного реле, размещенного на оси аэродинамической поверхности управления или на ее нижней хорде.
Положительный эффект предлагаемого технического решения заключается в улучшении динамики ракеты за счет существенного увеличения плеча приложения сил управления ракетой и обеспечения совместного действия аэродинамических и газодинамических сил управления от одного органа управления.
Осуществление изобретения.
Осуществление изобретения реализуется установкой на ракете источника газа (баллон высокого давления, газогенератор на твердом или жидком топливе), который включается после старта ракеты и, через систему трубопроводов, подает газ высокого давления на рулевые реактивные сопла, размещенные на рулевых аэродинамических поверхностях перпендикулярно строительной оси ракеты. Регулятор расхода газа через каждое реактивное сопло выполнен по схеме струйного реле, размещенного на оси аэродинамической поверхности управления или на ее нижней хорде
Пример осуществления изобретения приведен на Фиг. 1, где цифрами обозначены:
1 - Плечо приложения силы управления, реализующее требуемый момент управления положением ракеты по углам тангажа и курса.
2 - Аэродинамическая рулевая поверхность управления.
3 - Ось рулевой поверхности управления.
4 - Реактивное сопло.
5 - Струйное реле.
6 - Газогенератор.