управляемая ракета

Формула изобретения

Управляемый снаряд, содержащий корпус с блоками управления и выступами на наружной поверхности корпуса, отличающийся тем, что каждый выступ выполнен в виде клина, обращенного вершиной к носовой части снаряда, а сам выступ установлен перед выступающим элементом конструкции, при этом основание клина выполнено по форме передней части выступающего элемента, а проекция выступа в поперечной снаряду плоскости больше проекции выступающего элемента в той же плоскости.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области вооружения и может быть использовано в малогабаритных ракетах, а также артиллерийских снарядах.

Известен управляемый снаряд [1], содержащий полезную нагрузку и аппаратуру управления, расположенную за полезной нагрузкой, что обеспечивает меньший приход тепла к блокам аппаратуры управления.

Недостаток такого устройства заключается в том, что при полете такого снаряда со сверхзвуковой скоростью в плотных слоях атмосферы элементы конструкции, находящиеся снаружи, подвергаются интенсивному воздействию набегающего потока воздуха, особенно тепловому, в местах примыкания выступающих элементов к корпусу, поскольку на поверхности корпуса, перемещающегося с большой скоростью в атмосфере, набегающий поток воздуха образует уплотненный пограничный слой, нагретый до высокой температуры. Тепло из него передается выступающим элементам конструкции, что приводит к нарушению их режима работы и механическому повреждению.

Ближайшим аналогом (прототипом) предполагаемого изобретения является управляемый снаряд [2], содержащий корпус с аппаратурой управления, защищенной от кинетического нагрева выступами на наружной поверхности корпуса.

Недостаток указанного устройства заключается в том, что при маневрах ракеты на углах атаки и скольжения появляется косой обдув планера, при котором набегающий поток действует непосредственно на выступающие за корпус поверхности, вследствие чего на сверхзвуковых скоростях они подвергаются разрушающему воздействию набегающего потока воздуха.

Задачей предлагаемого изобретения является обеспечение защиты выступающих элементов конструкции ракеты от воздействия набегающего потока воздуха при полете в плотных слоях атмосферы на сверхзвуковых скоростях, особенно при маневрах ракеты.

Решение указанной задачи заключается в том, что в известном управляемом снаряде, содержащем корпус с блоками управления и выступами на наружной поверхности корпуса, наружная поверхность каждого выступа выполнена в виде клина, обращенного вершиной к носовой части снаряда, а сам выступ установлен перед выступающим элементом конструкции, при этом основание клина выполнено по форме передней части выступающего элемента, а проекция выступа в поперечной снаряду плоскости больше проекции выступающего элемента в той же плоскости.

Изобретение поясняется графическими материалами (фиг.1, 2).

На фиг.1 изображено описываемое устройство. Устройство содержит корпус 1 с расположенными на нем выступающими элементами конструкции: осями рулевых органов 2, антенно-волноводной системой (АВС) в виде высокочастотного кабеля 3 и диэлектрических антенн 4, выступы 5, 6 в виде клина, расположенные перед защищаемыми элементами ракеты. Задняя часть выступа (основание клина) перед осью руля снабжена радиусной выемкой А, в которой размещена ось руля, задняя часть выступа перед АВС выполнена по форме передней части АВС.

Устройство работает следующим образом. В полете набегающий поток воздуха разделяется при взаимодействии с поверхностями клиновидных выступов. Непосредственно за основанием выступа образуется разреженная зона (Б) (фиг.2), обеспечивающая затенение от воздействия встречного потока воздуха. Попадание защищаемых участков выступающих элементов ракеты в зону затенения достигается за счет того, что проекция выступа в поперечной снаряду плоскости больше проекции защищаемого элемента в той же плоскости, а выступ расположен максимально близко к защищаемому элементу за счет того, что основание выступа выполнено по форме передней части выступающего элемента конструкции. При этом снижается воздействие набегающего потока воздуха в пограничном слое на выступающие части конструкции, что позволяет снизить их нагрев в полете. Выполнение основания выступа по форме передней части выступающего элемента обеспечивает защиту выступающих элементов на углах атаки и скольжения при маневрах ракеты (фиг.2). При этом за счет клиновой поверхности выступов срыв потока с них происходит под большим углом, что позволяет обеспечить попадание значительной части поверхности корпуса со стороны косого обдува в разреженную зону, тем самым повышается защищенность корпуса ракеты.

Таким образом, обеспечивается защита выступающих элементов конструкции ракеты от воздействия набегающего потока воздуха при полете в плотных слоях атмосферы на сверхзвуковых скоростях, особенно при маневрах ракеты.

ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ

1. С.А.Пересада. Зенитные ракетные комплексы. М., 1973, стр.196, рис.50(6). Схема устройства ЗУР "Терьер".

2. Патент Российской Федерации 2176069, F 42 В 15/34, 15/00.