Авиационная управляемая ракета

Изобретение относится к области вооружения. Ракета содержит корпус, головку самонаведения, аппаратуру системы управления с четырьмя рулевыми приводами, систему энергопитания, боевое снаряжение, сменную двигательную установку, четыре неподвижных крыла, четыре руля и четыре дестабилизатора. Рули и дестабилизаторы ракеты выполнены по определенным соотношениям размеров. При использовании изобретения устраняется реверс управляющего момента крена. 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к управляемым ракетам, и может быть использовано в различных типах и классах ракет с крестообразным расположением аэродинамических поверхностей.

Известны управляемые ракеты класса "воздух-воздух", принадлежащие к одному семейству ракет, которые выполнены по аэродинамической схеме "утка", содержат корпус, размещенные в нем головку самонаведения, аппаратуру системы управления с четырьмя рулевыми приводами, систему энергопитания, боевое снаряжение, состоящее из неконтактного взрывателя и боевой части, и двигательную установку, а также расположенные на корпусе тандемно и симметрично относительно его продольной оси четыре неподвижных крыла, четыре управляющих аэродинамических руля и четыре неподвижных дестабилизатора, установленных перед рулями. Эти ракеты с разной степенью раскрытия описаны в источниках:

- А.В.Карпенко. 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.

Наиболее полно это техническое решение описано в последнем источнике. Оно взято в качестве прототипа по данной заявке.

Ракеты этого семейства имеют одну и ту же аппаратуру системы управления с четырьмя рулевыми приводами, систему энергопитания, боевое снаряжение, рули и крылья. Они имеют сменные, взаимозаменяемые головки самонаведения - радиолокационные (полуактивную или пассивную) и инфракрасную (пассивную) и две сменные, взаимозаменяемые двигательные установки, отличающиеся массой и габаритами. Головки самонаведения в зависимости от их типа имеют либо параболическую носовую часть, являющуюся телом вращения с образующей в виде отрезка параболы, (радиолокационные), либо параболическую носовую часть с притуплением носка в виде полусферической поверхности с радиусом 0,6...0,7 от радиуса корпуса (инфракрасная). Ракеты имеют четыре передних неподвижных дестабилизатора, расположенных на головке самонаведения, четыре управляющих аэродинамических руля, расположенных на отсеке системы управления, и четыре неподвижных крыла, расположенных на двигательной установке.

Особенностью аэродинамической схемы этих ракет является использование рулей, имеющих большой размах, переменную по знаку стреловидность по передней кромке и суженную корневую часть.

Следует отметить, что замена головки самонаведения на головку другого типа в общем случае влечет за собой изменение аэродинамических параметров ракеты, что затрудняет ее управление.

В описаниях, приведенных в упомянутых выше источниках, не представлены соотношения геометрических размеров несущих и управляющих поверхностей и их относительное расположение, что не позволяет судить о возможности обеспечения одинаковых и высоких аэродинамических параметров, в том числе балансировочных характеристик ракет этого семейства при использовании сменных головок самонаведения и двигательных установок, отличающихся по массе и габаритам.

При создании изобретения стояла задача разработать семейство ракет, имеющих сменные, взаимозаменяемые головки самонаведения и отсеки двигательных установок, и при этом обеспечить использование для всех возможных вариантов компоновки одних и тех же крыльев, рулей, рулевых приводов и настроек системы управления.

В качестве технического результата, достигаемого при использовании заявленного изобретения, следует указать на:

- устранение реверса управляющего момента крена, присущее ракетам, выполненным по схеме "утка", за счет применения рулей описанной конфигурации с заявляемыми соотношениями размеров, что позволяет с помощью одних и тех же рулей, кинематически не связанных между собой, осуществлять управление и стабилизацию ракеты как относительно боковых осей связанной системы координат, так и относительно ее продольной оси, и, тем самым, исключает необходимость использования для стабилизации ракеты относительно ее продольной оси расположенных на крыльях управляющих поверхностей типа элеронов и их приводов, находящихся в отсеке двигательной установки, что нежелательно при использовании сменных двигательных установок, имеющих большую разницу в диаметрах,

- возможность получения за счет применения дестабилизаторов с заявляемыми соотношениями размеров близких балансировочных значений угла атаки α_бал ракеты и коэффициента нормальной силы С_у в обоих продольных каналах управления вне зависимости от формы, габаритов и массы головки самонаведения,

- возможность управления рулями большой площади за счет применения гидравлических рулевых приводов с питанием от насосно-аккумуляторной системы.

Для решения поставленной задачи в управляемой ракете, выполненной по аэродинамической схеме "утка", содержащей корпус, размещенные в нем сменную головку самонаведения, аппаратуру системы управления с четырьмя рулевыми приводами, имеющими независимое управление, систему энергопитания, боевое снаряжение, сменную двигательную установку, а также расположенные на корпусе тандемно и симметрично относительно его продольной оси четыре неподвижных крыла, четыре кинематически развязанных между собой аэродинамических руля с индивидуальными осями вращения, имеющих большой размах, переменную по знаку стреловидность по передней кромке и суженную корневую часть, и четыре неподвижных дестабилизатора, установленных перед рулями, рули и дестабилизаторы выполнены таким образом, что имеют следующие соотношения размеров:

χ_кор=-20...-15;

χ_кон=75...80;

где: - относительная площадь двух консолей руля,

S_2p - площадь двух консолей рулей, м²,

S_м - площадь миделевого сечения корпуса, м²,

λ_р - удлинение рулей,

l_р - размах консоли руля, м,

- относительный размах консоли руля, м,

l_кр - размах консоли крыла, м,

χ_кор - угол стреловидности по передней кромке корневой части руля, град,

χ_кон - угол стреловидности по передней кромке концевой части руля, град,

æ - сужение корневой части руля,

b_кор - размер корневой хорды руля, м,

b_max^- размер хорды руля в точке изменения знака стреловидности передней кромки, м,

- относительная площадь двух консолей дестабилизаторов,

S_2дест - площадь двух консолей дестабилизаторов, м²,

λ_дест - удлинение дестабилизаторов,

l_дест - размах консоли одного дестабилизатора, м.

В этой ракете рулевые приводы выполнены гидравлическими с питанием от насосно-аккумуляторной системы.

В случае использования радиолокационной головки самонаведения с параболической носовой частью при положении центра тяжести ракеты

^*)

(^*)Здесь и далее безразмерные параметры длины приводятся в долях длины корпуса соответствующего варианта.)

расположение дестабилизаторов на корпусе ракеты определяется следующим соотношением

где: - положение центра масс ракеты в долях длины ее корпуса,

Х_т - расстояние от носка ракеты до ее центра масс, м,

L_корп - длина корпуса ракеты, м,

- относительное расстояние между геометрическим центром площади дестабилизатора в плане и центром масс ракеты,

L_дест - расстояние между геометрическим центром площади дестабилизатора в плане и центром масс ракеты, м.

В случае использования инфракрасной головки самонаведения с параболической носовой частью, имеющей притупление носка в виде полусферической поверхности с радиусом 0,6...0,7 от радиуса корпуса, при положении центра тяжести ракеты

расположение дестабилизаторов на корпусе ракеты определяется следующим соотношением

где: - положение центра масс ракеты в долях длины ее корпуса,

Х_т - расстояние от носка ракеты до ее центра масс, м,

L_корп - длина корпуса ракеты, м,

- относительное расстояние между геометрическим центром площади дестабилизатора в плане и центром масс ракеты,

L_дест - расстояние между геометрическим центром площади дестабилизатора в плане и центром масс ракеты, м.

В случае использования двигательной установки с диаметром, равным 1,0...1,1 диаметра корпуса, реализуются следующие соотношения размеров:

где: - отношение полных размахов рулей и крыльев,

L_pp - полный размах рулей, м,

L_p,кр - полный размах крыльев, м,

- относительное расстояние между осью вращения руля и носком бортовой хорды крыла,

l_кр - расстояние от носка ракеты до носка бортовой хорды крыла, м,

l_овр - расстояние от носка ракеты до оси вращения руля, м,

L_корп - длина корпуса ракеты, м.

В случае использования двигательной установки с диаметром, равным 1,1...1,3 диаметра корпуса, реализуются следующие соотношения размеров:

где: - отношение полных размахов рулей и крыльев,

L_pp - полный размах рулей, м,

L_p,кр - полный размах крыльев, м,

- относительное расстояние между осью вращения руля и носком бортовой хорды крыла,

L_кр - расстояние от носка ракеты до носка бортовой хорды крыла, м,

L_овр - расстояние от носка ракеты до оси вращения руля, м,

L_корп - длина корпуса ракеты, м.

Выбранные геометрия рулей и соотношения их размеров между собой и с размерами крыльев и корпуса обеспечивают устранение реверса управляющего момента крена, возникающего за счет скоса потока от рулей на крылья, при этом применение рулей, кинематически не связанных между собой, позволяет с их помощью осуществлять управление и стабилизацию ракеты как относительно боковых осей связанной системы координат, так и относительно ее продольной оси.

Выбранные соотношения геометрических размеров дестабилизаторов, рулей и корпуса и их взаимное расположение обеспечивают, с одной стороны, аэродинамические характеристики, не зависящие от формы носовой части ракеты, а, с другой стороны, существенное улучшение обтекания рулей за счет их большого размаха и более стабильное поведение центра давления за счет применения рулей с обратной стреловидностью. Независимость аэродинамических характеристик от формы носовой части ракеты позволяет использовать для всех возможных вариантов компоновки систему управления с одними и теми же настройками.

Применение гидравлических рулевых приводов с питанием от насосно-аккумуляторной системы обеспечивает управление рулями большой площади во всем диапазоне требуемых углов отклонения рулей и скоростного напора при максимальных значениях шарнирных моментов рулей, составляющих 17 кгм.

Геометрия рулей и дестабилизаторов определена, исходя из условий обеспечения высокой маневренности и надежной управляемости ракеты по всем трем каналам. Предлагаемые согласно изобретению диапазоны геометрических параметров получены по результатам практических экспериментальных исследований в аэродинамических трубах и подтверждены данными летных испытаний. Ракета с указанными соотношениями геометрических размеров обеспечивает потребные маневренные характеристики во всем диапазоне ее применения.

Сущность изобретения поясняется графическими материалами, где:

на фиг.1 изображен общий вид ракеты с двигательной установкой с малым диаметром и со сменными головками самонаведения,

на фиг.2 изображен общий вид ракеты с двигательной установкой с увеличенным диаметром и со сменными головками самонаведения,

на фиг.3 изображен вид на рули в плане,

на фиг.4 изображен вид на дестабилизаторы в плане,

на фиг.5 изображены графики зависимостей от угла атаки α коэффициента η, равного относительному моменту крена (отнесенного к моменту крена при угле атаки, равном нулю),

на фиг.6 изображены графики зависимостей максимального балансировочного угла атаки α_бал от безразмерных параметров дестабилизаторов

Ракета согласно изобретению содержит корпус 1. Внутри корпуса 1 размещены аппаратура системы управления 2 с четырьмя рулевыми приводами 3, имеющими независимое управление, система энергопитания 4 и боевое снаряжение, состоящее из неконтактного взрывателя 5 и боевой части 6. Ракета имеет сменные головки самонаведения - радиолокационную 7 с параболической носовой частью или инфракрасную 8 с параболической носовой частью, имеющей притупление носка в виде полусферической поверхности с радиусом 0,6...0,7 от радиуса корпуса 1. Ракета имеет сменные двигательные установки - двигательную установку 9 с диаметром, равным 1,0...1,1 диаметра корпуса 1, (фиг.1) и двигательную установку 10 с диаметром, равным 1,1...1,3 диаметра корпуса 1, (фиг.2). Ракета имеет расположенные на корпусе 1 тандемно и симметрично относительно его продольной оси аэродинамические поверхности и выполнена по аэродинамической схеме "утка", в соответствии с которой четыре аэродинамических руля 11 размещены на корпусе 1 впереди четырех неподвижных крыльев 12. Ракета оснащена четырьмя дестабилизаторами 13, установленными перед рулями 11, которые кинематически развязаны между собой, имеют индивидуальные оси вращения 14, большой размах, переменную по знаку стреловидность по передней кромке и суженную корневую часть (фиг.3). Дестабилизаторы 13 выполнены в виде пластин трапециевидной формы в плане (фиг.4). Рулевые приводы 3 выполнены гидравлическими с питанием от насосно-аккумуляторной системы.

В выбранных диапазонах изменения параметров рулей λ_р обеспечивается не только устранение реверса управляющего момента крена, т.е. сохранение положительного отношения где М_{х упр} - момент крена, реализуемый изолированными рулями, М_{х фак} - фактически реализуемый момент крена с учетом эффекта влияния крыльев, во всем используемом диапазоне углов атаки (α≤40 град) и чисел Маха (0,6≤М≤5,0), но и удерживается в заданных пределах значение отношения момента крена при угле атаки, не равном нулю, к моменту крена при угле атаки, равном нулю (коэффициента Критерием приемлемой эффективности рулей в канале крена является возможность реализации во всем используемом диапазоне углов атаки и чисел Маха значения η≥0,7. Типовое поведение зависимостей η(α) при дозвуковой (М=0,8) и сверхзвуковой (М=3,0) скоростях приведены на фиг.5.

Применение дестабилизаторов, которые характеризуются малым удлинением λ_дест<0,6, относительной площадью и дестабилизирующим моментом , позволяет сохранить в жестких пределах запас статической устойчивости при больших значениях балансировочного угла атаки (до 40 град) во всем диапазоне чисел Маха. Поведение максимального балансировочного угла атаки α_бал в зависимости от безразмерного параметра дестабилизаторов показано на фиг.6.

1. Ракета, выполненная по аэродинамической схеме "утка", содержащая корпус, размещенные в нем сменную головку самонаведения, аппаратуру системы управления с четырьмя рулевыми приводами, имеющими независимое управление, систему энергопитания, боевое снаряжение, сменную двигательную установку, а также расположенные на корпусе тандемно и симметрично относительно его продольной оси четыре неподвижных крыла, четыре кинематически развязанных между собой аэродинамических руля с индивидуальными осями вращения, имеющих большой размах, переменную по знаку стреловидность по передней кромке и суженную корневую часть, и четыре неподвижных дестабилизатора, установленных перед рулями, у которой рули и дестабилизаторы выполнены таким образом, что имеют следующие соотношения размеров:

χ_кор=-20...-15;

χ_кон=75...80;

где - относительная площадь двух консолей руля;

S_2p - площадь двух консолей рулей, м²;

S_м - площадь миделевого сечения корпуса, м²;

λ_p - удлинение рулей;

1_p - размах консоли руля, м;

- относительный размах консоли руля, м;

1_кр - размах консоли крыла, м;

χ_кор - угол стреловидности по передней кромке корневой части руля, град;

χ_кон - угол стреловидности по передней кромке концевой части руля, град;

æ - сужение корневой части руля;

b_кор - размер корневой хорды руля, м;

b_max - размер хорды руля в точке изменения знака стреловидности передней кромки, м;

- относительная площадь двух консолей дестабилизаторов;

S_2дест -площадь двух консолей дестабилизаторов, м²;

λ_дест - удлинение дестабилизаторов;

1_дест - размах консоли одного дестабилизатора, м.

2. Ракета по п.1, содержащая радиолокационную головку самонаведения с параболической носовой частью, у которой при положении центра тяжести ракеты

расположение дестабилизаторов на корпусе определяется следующим соотношением

где - положение центра масс ракеты в долях длины ее корпуса;

Х_т - расстояние от носка ракеты до ее центра масс, м;

L_корп - длина корпуса ракеты, м;

- относительное расстояние между геометрическим центром площади дестабилизатора в плане и центром масс ракеты;

L_дест - расстояние между геометрическим центром площади дестабилизатора в плане и центром масс ракеты, м.

3. Ракета по п.1, содержащая инфракрасную головку самонаведения с параболической носовой частью, имеющей притупление носка в виде полусферической поверхности с радиусом 0,6...0,7 от радиуса корпуса, у которой при положении центра тяжести ракеты

расположение дестабилизаторов на корпусе определяется следующим соотношением

где - положение центра масс ракеты в долях длины ее корпуса;

Х_т - расстояние от носка ракеты до ее центра масс, м;

L_корп - длина корпуса ракеты, м;

- относительное расстояние между геометрическим центром площади дестабилизатора в плане и центром масс ракеты;

L_дест - расстояние между геометрическим центром площади дестабилизатора в плане и центром масс ракеты, м.

4. Ракета по п.1, содержащая двигательную установку с диаметром, равным 1,0...1,1 диаметра корпуса, у которой реализованы следующие соотношения размеров:

где - отношение полных размахов рулей и крыльев;

L_pp - полный размах рулей, м;

L_ркр - полный размах крыльев, м;

- относительное расстояние между осью вращения руля и носком бортовой хорды крыла;

L_кр - расстояние от носка ракеты до носка бортовой хорды крыла, м;

L_овр - расстояние от носка ракеты до оси вращения руля, м;

L_корп - длина корпуса ракеты, м.

5. Ракета по п.1, содержащая двигательную установку с диаметром, равным 1,1...1,3 диаметра корпуса, у которой реализованы следующие соотношения размеров:

где - отношение полных размахов рулей и крыльев;

L_pp - полный размах рулей, м;

L_ркр - полный размах крыльев, м;

- относительное расстояние между осью вращения руля и носком бортовой хорды крыла;

L_кр - расстояние от носка ракеты до носка бортовой хорды крыла, м;

L_овр - расстояние от носка ракеты до оси вращения руля, м;

L_корп - длина корпуса ракеты, м.

6. Ракета по п.1, в которой рулевые приводы выполнены гидравлическими с питанием от насосно-аккумуляторной системы.