Патент на изобретение №2341762

(54) ЗЕНИТНАЯ УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА

(57) Реферат:

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в мобильных зенитных комплексах. Ракета содержит корпус, размещенные в нем двигательную установку, аппаратуру системы управления, боевое снаряжение, четыре складывающихся аэродинамических руля и четыре складывающихся стабилизатора. Аэродинамические рули установлены на хвостовой части корпуса, а стабилизаторы размещены перед рулями. Стабилизаторы выполнены с площадью меньшей площади рулей, а поворотные части стабилизаторов в процессе раскрытия выполнены с возможностью их сдвига вдоль корпуса в сторону рулей. Технический результат заключается в уменьшении массогабаритных параметров ракеты при обеспечении требуемых аэродинамических характеристик. 2 з.п. ф-лы, 10 ил.

Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в мобильных зенитных комплексах, хранение и пуск ракет в которых осуществляется из транспортно-пусковых контейнеров.

Известна ракета, выполненная по аэродинамической схеме «утка», содержащая корпус, размещенные в нем двигательную установку, аппаратуру системы управления, боевое снаряжение, а также четыре складных аэродинамических руля, расположенных на корпусе равномерно относительно его продольной оси, и четыре складных стабилизатора, установленных в транспортном положении тандемно с рулями (см. Карпенко А.В. «Российское ракетное оружие 1943…1993 г.», 1993, С-Петербург, стр.83, 84, 98, ракета «Top-M1».

Вышеописанная ракета выбрана в качестве прототипа предлагаемого изобретения, как наиболее близкое по своему назначению и технической сущности решение, совпадающее по целому ряду признаков с предлагаемым изобретением.

В транспортном положении рули и стабилизаторы ракеты сложены, и она размещается в контейнере квадратного сечения, причем выброс ее из контейнера осуществляется катапультой, расположенной внутри его. Такое размещение и схема запуска являются неэффективными по сравнению с возможным размещением ракеты в трубе круглого сечения, поскольку количественно снижается боезапас (по сравнению с потенциально возможным по грузоподъемности комплекса) и усложняется конструкция для запуска (для цилиндрического контейнера возможно использование минометного старта). Это в основном обусловлено выбранной конструкцией ракеты. Действительно, с целью обеспечения стабилизации ракеты по крену стабилизаторы, расположенные на конце корпуса, установлены с возможностью вращения вокруг его продольной оси (в целях устранения влияния косого обдува от рулей). Это тоже увеличивает поперечные габариты неподвижной (корневой) части стабилизаторов. Размеры рулей также значительны, поскольку в основном работают на срывных режимах (углы атаки рулей в схеме «утка» велики). В результате даже при складывающихся рулях и стабилизаторах поперечные размеры ракеты в ее транспортном положении излишне велики.

Задачей изобретения является создание управляемой зенитной ракеты с минимальными массово-габаритными параметрами при обеспечении требуемых аэродинамических характеристик.

Для достижения поставленной задачи в зенитной управляемой ракете, содержащей корпус, размещенные в нем двигательную установку, аппаратуру системы управления, боевое снаряжение, приводы рулей, а также четыре складывающихся аэродинамических руля и четыре складывающихся стабилизатора, расположенных тандемно и включающих корневую и поворотные части, и механизмы их раскрытия, аэродинамические рули установлены на хвостовой части корпуса, а стабилизаторы размещены перед рулями, причем площадь стабилизаторов выбрана меньше площади рулей, а поворотные части стабилизаторов выполнены с возможностью их сдвига в процессе раскрытия вдоль корпуса в сторону рулей до расстояния между ними, не превышающего 0.06·b_ос, где b_ос – бортовая хорда стабилизатора, при этом рули и стабилизаторы сложены таким образом, что диаметр описанной вокруг сложенных рулей и стабилизаторов окружности не превышает 1.2·d_k, где d_k – диаметр корпуса ракеты, а геометрические параметры корпуса, стабилизаторов и аэродинамических рулей, а также их взаимное расположение связаны следующими соотношениями:

_к=L_к/d_k=14…16;

_с=l_c ²/(2·S_c)=1.8…2,2;

_с=b_ос/b_кс=2,5…3,2;

_p=l_p ²/(2·S_p)=1.5…2,0;

_p=b_ор/b_кр=1,8…3,0;

l_овр=(13…15)·d_k,

где: L_k – длина корпуса ракеты, м;

_к – удлинение корпуса ракеты;

d_k – диаметр корпуса ракеты, м;

S_м – площадь миделя корпуса ракеты, м²;

S_c – площадь стабилизатора, м²;

– относительная площадь стабилизатора;

_с – удлинение стабилизатора;

l_с – размах стабилизатора, м;

_с – сужение стабилизатора;

b_ос – бортовая хорда стабилизатора, м;

b_кс – концевая хорда стабилизатора, м;

S_p – площадь руля, м²;

– относительная площадь руля;

_p – удлинение руля;

l_p – размах руля, м;

_p – сужение руля;

b_op – бортовая хорда руля, м;

b_кр – концевая хорда руля, м;

l_овр – расстояние от носка корпуса ракеты до оси вращения руля, м.

При этом механизм раскрытия стабилизатора выполнен в виде работающей на кручение цилиндрической винтовой пружины, закрепленной на корневой части стабилизатора с возможностью воздействия на его поворотную часть, и пружины сжатия, установленной на оси в корневой части стабилизатора с возможностью сдвига поворотной части последнего вдоль корпуса и входа закрепленных на поворотной части стабилизатора фиксирующих штифтов в соответствующие пазы, расположенные в корневой части стабилизатора.

Механизм раскрытия руля выполнен в виде расположенного в выходном валу привода руля подпружиненного толкателя, взаимодействующего своей средней частью с поворотной частью руля, и фиксирующего поворотную часть руля в рабочем положении.

Такое выполнение устройства позволило устранить основные недостатки прототипа. Была снижена площадь рулей, а площадь стабилизаторов выбрана вообще меньшей площади рулей, т.е. уменьшилась наиболее существенно. При этом вследствие больших балансировочных углов атаки корпус ракеты создает не меньшую величину подъемной силы, нежели прототип с его более развитыми рулями и стабилизаторами.

Расстояние между задней кромкой стабилизатора и передней кромкой руля в предложенной ракете целесообразно выбрать минимальным, т.к. кроме функции регулятора начальной статической устойчивости ракеты стабилизатор в данном случае выполняет еще и роль своеобразных направляющих лопаток для набегающего на рули воздушного потока, увеличивая тем самым его эффективность. Введенное выше ограничение на взаимное расстояние между стабилизатором и рулем учитывает этот фактор совместно с технологическими соображениями.

В связи с более простой конструкцией планера ракеты может быть снижена и масса ракеты в целом. В результате сочетания предложенных соотношений и технических решений по механизмам раскрытия стабилизаторов и рулей оказалось возможным обеспечить размещение ракеты в цилиндрическом контейнере минимального поперечного сечения и позволить использовать минометный старт. Это дало возможность увеличить боезапас комплекса при одновременном упрощении схемы старта ракет.

На Фиг.1 изображен общий вид предлагаемой ракеты. На Фиг.2 и 3 представлены поперечные сечения А-А и Б-Б (см. Фиг.1) ракеты в районе установки стабилизаторов и в районе рулей соответственно. На Фиг.4 приведен вид спереди ракеты в ее транспортном положении (вид В).

На Фиг.5, 6 приведен предложенный механизм раскрытия рулей (в сложенном и раскрытом положении соответственно), на Фиг.7 – механизм раскрытия стабилизаторов, а на Фиг.8 – сечение Г-Г (см. Фиг.7).

На Фиг.9 и 10 приведены (для прототипа и предлагаемой ракеты) соответственно зависимости максимального балансировочного угла атаки и зависимости максимальных перегрузок (для высоты около 5 км) от числа Маха.

Ракета согласно изобретению содержит корпус 1 с передним обтекателем 2.

Внутри корпуса 1 размещены аппаратура управления 3, боевое снаряжение 4 и двигатель 5. Ракета выполнена по «нормальной» аэродинамической схеме. В хвостовой части корпуса 1 размещены четыре руля 6 с дифференциальным управлением и четыре стабилизатора 7, установленные непосредственно перед рулями.

Складной руль 6 с механизмом его раскрытия состоит из корневой части 8, поворотной части 9, хвостовика 10, толкателя 11 с конусным отверстием 12, пружины 13 и двух полуосей 14.

Складной стабилизатор 7 с механизмом его раскрытия состоит из корневой части 15 с конусными отверстиями 16, поворотной части 17, цилиндрической винтовой пружины 19, втулки 20, двух штифтов 21, пружины 22 и стопора 23.

Функционирование ракеты после выброса из транспортно-пускового контейнера осуществляется следующим образом. Вначале раскрываются стабилизаторы 7 и рули 6. Раскрытие каждого руля осуществляется следующим образом. Толкатель 11, расположенный в хвостовике вала привода руля, за счет давления пружины сжатия 13 давит на поворотную часть 9 руля (в контейнере поворотная часть руля опирается на стенку контейнера). После разворота поворотной части руля в требуемое положение толкатель 11 продвигается еще на некоторое расстояние, обеспечивая вхождение элемента конструкции поворотной части 9 руля в конусное отверстие 12 на передней части толкателя 11 и осуществляя тем самым полную фиксацию руля 6 в его рабочем положении.

Раскрытие каждого стабилизатора 7 осуществляется следующим образом.

Закрученная цилиндрическая винтовая пружина 19 разворачивает поворотную часть 17 стабилизатора вокруг оси 18 в рабочее положение. После этого пружина сжатия 22, воздействуя на втулку 20, закрепленную на оси 18, перемещает указанную ось с закрепленной на ней стопором 23 поворотной частью 17 стабилизатора назад вдоль корпуса 1 до входа штифтов 21 в конусные отверстия 16, расположенные на корневой части 15 стабилизатора, и тем самым фиксирует стабилизатор в рабочем положении.

После раскрытия рулей и стабилизаторов ракета осуществляет полет в направлении цели в соответствии с полетным заданием и принятым законом наведения.

Как следует из вышепредставленных графиков (см. Фиг.9, 10), максимальные балансировочные углы атаки у предложенной ракеты в 1,6…2,5 раза больше, чем у прототипа, что в итоге обеспечило (даже при меньших размерах несущих поверхностей) возможности по созданию перегрузок, не меньшие, чем у прототипа, а на сверхзвуке (основной режим полета) даже большие.

Итак, предложенная управляемая зенитная ракета с указанными выше соотношениями размеров корпуса, стабилизаторов и рулей обладает меньшими размерами и массой для данного типа ракет, не уступая при этом известным ракетам по маневренным характеристикам. Данное техническое решение позволяет увеличить боезапас мобильных зенитных ракетных комплексов при сохранении их грузоподъемности и габаритных характеристик.

Формула изобретения

1. Зенитная управляемая ракета, содержащая корпус, размещенные в нем двигательную установку, аппаратуру системы управления, боевое снаряжение, четыре складывающихся аэродинамических руля и четыре складывающихся стабилизатора, расположенных тандемно и включающих корневую и поворотные части и механизмы их раскрытия, отличающаяся тем, что аэродинамические рули установлены на хвостовой части корпуса, а стабилизаторы размещены перед рулями, причем площадь стабилизаторов меньше площади рулей, а поворотные части стабилизаторов в процессе раскрытия выполнены с возможностью их сдвига вдоль корпуса в сторону рулей до расстояния между ними, не превышающего 0,06·b_oc, при этом рули и стабилизаторы сложены таким образом, что диаметр описанной вокруг сложенных рулей и стабилизаторов окружности не превышает 1,2·d_k, а геометрические параметры корпуса, стабилизаторов и аэродинамических рулей, а также их взаимное расположение связаны следующими соотношениями:

_к=L_к/d_k=14…16;

;

_с=l_c ²/(2·S_c)=1,8…2,2;

_с=b_ос/b_кс=2,5…3,2;

;

_p=l_p ²/(2·S_p)=1,5…2,0;

_p=b_ор/b_кр=1,8…3,0;

l_овр=(13…15)·d_k,

где L_k – длина корпуса ракеты, м;

_к – удлинение корпуса ракеты;

d_k – диаметр корпуса ракеты, м;

S_м – площадь миделя корпуса ракеты, м²;

S_c – площадь стабилизатора, м²;

– относительная площадь стабилизатора;

_с – удлинение стабилизатора;

l_с – размах стабилизатора, м;

_с – сужение стабилизатора;

b_ос – бортовая хорда стабилизатора, м;

b_кс – концевая хорда стабилизатора, м;

S_p – площадь руля, м²;

– относительная площадь руля;

_p – удлинение руля;

l_p – размах руля, м;

_p – сужение руля;

b_op – бортовая хорда руля, м;

b_кр – корневая хорда руля, м;

l_овр – расстояние от носка корпуса ракеты до оси вращения руля, м.

2. Ракета по п.1, отличающаяся тем, что механизм раскрытия стабилизатора выполнен в виде работающей на кручение цилиндрической винтовой пружины, закрепленной на корневой части стабилизатора с возможностью воздействия на его поворотную часть, и пружины сжатия, установленной на оси в корневой части стабилизатора с возможностью сдвига поворотной части последнего вдоль корпуса и входа закрепленных на поворотной части стабилизатора фиксирующих штифтов в соответствующие пазы, расположенные в корневой части стабилизатора.

3. Ракета по п.1, отличающаяся тем, что механизм раскрытия руля выполнен в виде расположенного в выходном валу привода руля подпружиненного толкателя, взаимодействующего своей средней частью с поворотной частью руля, и фиксирующего поворотную часть руля в рабочем положении.

РИСУНКИ