РАКЕТА

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».
уα
хα
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 (С) к коэффициенту лобового сопротивления (С) [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:
кp
где S - площадь крыла;
m
S - площадь миделя ракеты;
- относительная площадь крыла;
- относительная площадь руля;
Sp - площадь руля;
λкр - удлинение крыла;
рл
L - размах руля;
кр
L - размах крыла;
λк - удлинение корпуса ракеты;
к
L - 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;
- относительная площадь крыла;
- относительная площадь 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;
- относительная площадь крыла;
- относительная площадь 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.
max
Максимальный угол атаки составляет α≈30°.
бал
max
График, изображенный на фиг. 7, одновременно учитывает изменения коэффициента сопротивления Сх и коэффициента нормальной силы Су. Из данного графика видно, что балансировочное аэродинамическое качество K 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.