КРЫЛАТАЯ РАКЕТА С ДОПОЛНИТЕЛЬНЫМ СБРАСЫВАЕМЫМ ТОПЛИВНЫМ БАКОМ, ИНТЕГРИРОВАННЫМ В КОРПУС РАКЕТЫ

Предложенная полезная модель относится к конструкции крылатой ракеты с дополнительным сбрасываемым топливным баком, интегрированным (встроенным) в корпус ракеты и сбрасываемым в полете после выработки в нем топлива.
Известен беспилотный летательный аппарат с дополнительными сбрасываемыми топливными баками, оснащенный одним или несколькими дополнительными сбрасываемыми навесными топливными баками, сообщенными с топливным баком летательного аппарата переливными магистралями с обратными клапанами и соединенного с летательным аппаратом узлами стыковки-сброса, выполненными в виде цанговых замков с силовыми приводами, (см., например, патент РФ №2244663, кл. B64D 37/00, 2005 г.).
Недостатком известного устройства является то, что в конструкции летательного аппарата используются навесные дополнительные сбрасываемые топливные баки с большим аэродинамическим сопротивлением, уменьшающие дальность полета, а также в известном устройстве применена очень сложная конструкция узлов стыковки-сброса баков, выполненная в виде цанговых замков, связанных с силовыми приводами.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату к предложенной полезной модели является крылатая ракета, содержащая корпус с двигательной установкой, топливным баком, системой управления, полезной нагрузкой, аэродинамическими поверхностями, с одним или несколькими дополнительными сбрасываемыми навесными топливными баками, соединенными с ракетой узлами стыковки-сброса, при этом навесные баки сообщены с топливным баком ракеты переливными магистралями с обратными клапанами (см., патент РФ №19519, кл. B64D 37/00, 2001 г.). Данное устройство принято заявителем в качестве прототипа.
Недостатком известной крылатой ракеты является то, что в ее конструкции используются дополнительные сбрасываемые навесные топливные баки, размещенные на внешней поверхности ракеты, которые увеличивают аэродинамическое сопротивление на начальном и среднем этапе полета, что в конечном счете уменьшает дальность полета ракеты. К тому же навесные топливные баки значительно увеличивают радиолокационную заметность.
Техническим результатом предложенной полезной модели, является увеличение дальности полета за счет уменьшения аэродинамического сопротивления, с одновременным улучшением компактности конструкции и уменьшением ее радиолокационной заметности.
Указанный технический результат достигается тем, что в крылатой ракете, содержащей корпус с двигательной установкой, топливным баком, системой управления, боевой частью и аэродинамическими поверхностями, установлен дополнительный сбрасываемый топливный бак, расположенный в головной части ракеты и встроенный в несущий фюзеляж, который участвует в создании подъемной силы, что позволяет уменьшить площадь крыла и снизить его массу.
Дополнительный сбрасываемый топливный бак состыкован по торцу с основной частью ракеты при помощи узлов стыковки-сброса, выполненных в виде конформных поверхностей с элементами фиксации, при этом емкость дополнительного топливного бака соединена с основным баком посредством переливных магистралей с обратными клапанами, расположенными внутри корпуса по длине ракеты.
Сбрасывание интегрированного топливного бака происходит путем отделения от узла стыковки-сброса с одновременным выполнением аэродинамического маневра пикирования-вывода для создания усилия, отводящего сбрасываемый бак от направления полета ракеты с последующим восстановлением траектории и высоты полета ракеты.
Сущность полезной модели поясняется чертежом, где:
На фиг. 1 - изображен общий вид крылатой ракеты в разрезе.
Крылатая ракета содержит корпус 1 с двигательной установкой, например, турбореактивным двигателем 2, систему управления и наведения 8, боевую часть 9, аэродинамические поверхности, основной топливный бак 3, дополнительный интегрированный сбрасываемый топливный бак 4, который расположен в головной части ракеты, встроен в несущий фюзеляж и состыкован по торцу с основной частью ракеты при помощи узлов стыковки-сброса 7, выполненных в виде конформных поверхностей с элементами фиксации.
Емкость дополнительного топливного бака 4 соединена с основным баком 3 посредством переливных топливных магистралей 5 с топливными насосами 6 и обратными клапанами, расположенными внутри корпуса 1 по длине ракеты.
Сбрасывание интегрированного топливного бака 4 происходит путем отделения от узла стыковки-сброса 7 с одновременным выполнением аэродинамического маневра пикирования-вывода для создания усилия, отводящего сбрасываемый бак 4 от направления полета ракеты и последующим восстановлением траектории (высоты) полета ракеты.
Сброшенный интегрированный топливный бак 4 используется в качестве радиолокационной ловушки.
Процесс полета крылатой ракеты осуществляется следующим образом.
В начальный момент полета турбореактивный двигатель 2 ракеты подключен к интегрированному топливному баку 4. При помощи топливных насосов 6 топливо по переливным магистралям 5 поступает из интегрированного дополнительного сбрасываемого бака 4 в турбореактивный двигатель 2. По мере полной выработки топлива из бака 4, срабатывает обратный клапан переливной магистрали 5, двигатель подключается к основному топливному баку 2. После этого, поступает команда от системы управления 8 на узел стыковки - сброса 7 и сбрасывание интегрированного бака 4 с выработанным из него топливом происходит путем отделения от узла стыковки-сброса с одновременным выполнением аэродинамического маневра пикирования - вывода для создания усилия, отводящего сбрасываемый бак 4 от направления полета ракеты и последующим восстановлением траектории (высоты) полета ракеты.
Использование предложенной модели позволит увеличить дальность полета ракеты за счет уменьшения аэродинамического сопротивления, с одновременным улучшением компактности конструкции и уменьшением ее радиолокационной заметности.