УПРАВЛЯЕМЫЙ СНАРЯД
CONTROLLED PROJECTILE

Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании управляемых ракет.
Для ракет зенитных, противотанковых, авиационных и им подобных, предназначенных для поражения целей, которые быстро меняют свое положение относительно точки старта ракеты, характерны быстрые, резкие пространственные маневры. Под маневренностью ракет понимают быстроту изменения скорости полета по величине и направлению, а оценивают маневренность с помощью перегрузок.
Одной из тактико-технических характеристик управляемой ракеты, характеризующей ее маневренность, является располагаемая перегрузка. Высокоскоростные малогабаритные сильно оперенные ракеты большого удлинения имеют ряд особенностей, совокупность которых дает возможность, изменяя изгибную жесткость корпуса, управлять располагаемой перегрузкой ракеты. К таким особенностям относятся:
- низкая частота упругих изгибных колебаний корпуса по первому тону, соизмеримая с частотой колебаний ракеты по углам атаки и обусловленная, в первую очередь, большим удлинением ракеты,
- большие аэродинамические нагрузки, воздействующие на ракету из-за высоких скоростей полета и наличия разнообразных несущих аэродинамических элементов ракеты (носовая часть, боевая часть, рули, крылья, переходной конус, стабилизаторы),
- значительные упругие изгибные деформации (прогибы) ракеты вследствие перечисленных выше факторов, которые приводят к появлению дополнительных местных углов атаки на каждой несущей поверхности.
В результате взаимодействия перечисленных выше факторов при отклонении рулей на угол δ ось ракеты устанавливается по отношению к скорости набегающего потока на угол атаки, существенно больший балансировочного угла атаки ракеты при условии абсолютной жесткости ее корпуса. Соответственно, и перегрузка упругой ракеты будет отличаться от перегрузки жесткой ракеты. Отличие может составлять до 80-100%.
Располагаемая перегрузка ракеты определяется как нормальная по отношению к вектору скорости перегрузка, которую может создать сбалансированная ракета при максимальном отклонении рулей. Зависимость для расчета располагаемой перегрузки ракеты определяется, как известно, отношением суммы проекций на нормаль к вектору скорости всех сил, действующих на ракету в установившемся (балансировочном) движении, к весу ракеты
Для жесткой ракеты в результате преобразований получается известная зависимость
для активного участка траектории
для пассивного участка траектории
где  - скоростной напор;
ρ - плотность воздуха;
V - скорость ракеты;
S - характерная площадь (площадь миделя) ракеты;
F - сила тяги двигателя;
- коэффициент подъемной силы ракеты;
- коэффициент подъемной силы рулей;
m - масса ракеты;
g - ускорение свободного падения;
δ - угол отклонения рулей;
б
α- балансировочный угол атаки ракеты.
Для жесткой ракеты балансировочный угол атаки, как реакция ракеты на отклонение рулей в установившемся движении, рассчитывается по упрощенной формуле
где  - коэффициент аэродинамического момента от рулей;
- коэффициент стабилизирующего аэродинамического момента всей ракеты.
С использованием (4) зависимости (2) и (3) можно преобразовать к следующему виду:
где  - для активного участка траектории,
- для пассивного участка траектории.
1
1
Обычно в A пренебрегают величиной , поэтому формулы для A упрощаются для активного и пассивного участка траектории, соответственно
Из соображений обеспечения статической устойчивости управляемых ракет балансировочные углы атаки ограничивают предельно допустимыми. По тем же самым причинам должны быть ограничены и углы отклонения рулей. Предельно допустимые значения балансировочных углов атаки и отклонения рулей могут быть надежно установлены по результатам продувки моделей ракет и рулей в аэродинамических трубах или определены приближенно [Лебедев А.А., Чернобровкин Л.С. Динамика полета. М.: Машиностроение, 1973., стр.364].
y
y
Ракета может выполнить маневр, характеризующийся радиусом кривизны r, только в том случае, если будет создана необходимая перегрузка N, которую можно, если пренебречь нормальной перегрузкой, необходимой для преодоления силы тяжести, приближенно записать в виде:
.
При этом маневр с меньшим радиусом кривизны траектории может быть осуществлен при прочих равных условиях за счет увеличения перегрузки. Увеличение перегрузки возможно за счет увеличения балансировочных углов атаки или углов отклонения рулей, скорости ракеты и за счет уменьшения радиуса кривизны траектории. Так как , то .
Таким образом, радиус кривизны траектории не зависит от скорости ракеты.
До сравнительно недавнего времени летательный аппарат (ЛА) рассматривался как абсолютно твердое тело. Однако проектирование и летные испытания современных ЛА показывают, что этого совершенно недостаточно. Практика построения систем управления современных ЛА показала, что наряду с характеристиками ЛА как твердого тела необходимо учитывать ряд дополнительных факторов, обусловленных упругостью конструкции.
Для упругой ракеты определение для балансировочного угла атаки такое же, как для жесткой, только ракета с упругим корпусом характеризуется не только колебаниями по углу атаки, но и упругими изгибными колебаниями корпуса по первому тону разложения по собственным формам этих колебаний. Вывод расчетных зависимостей для располагаемой перегрузки проводился с использованием, в качестве отправных, положений и формул, изложенных в [Колесников К.С. Динамика ракет. М.: Машиностроение, 1980], где ракета рассматривается как неоднородный упругий стержень со свободными концами, совершающий движение под действием внешних нагрузок.
Для получения зависимости для расчета располагаемой перегрузки ракеты подставим в формулу (1) проекции всех сил, действующих на ракету в установившемся (балансировочном) движении, на нормаль к вектору скорости. Тогда ,
где  - проекция всех аэродинамических сил, возникающих на ракете при наличии угла атаки;
- проекция аэродинамической силы от отклонения рулей;
n
F- проекция силы тяги двигателя.
В результате преобразований получается упрощенная формула для расчета располагаемой перегрузки ракеты с упругим корпусом
p
1
2
2
2
n=AV(1+AV),
1
2
где коэффициенты А и А вычисляются по зависимостям
,
где  - коэффициент аэродинамического момента от рулей;
- коэффициент стабилизирующего аэродинамического момента всей ракеты;
1
ω - частота собственных упругих колебаний корпуса ракеты по первому тону, равная
Е - модуль упругости ракеты;
J(x) - момент инерции поперечного сечения по длине ракеты;
EJ(x) - распределение изгибной жесткости по длине ракеты;
- вторая производная от первой собственной формы по длине ракеты;
l - длина ракеты;
1
m- приведенная масса ракеты по первому тону упругих изгибных колебаний корпуса;
1
dp
f(x) - значение собственной формы упругих изгибных колебаний корпуса ракеты по первому тону в месте расположения центра давления руля;
- значение производной собственной формы упругих изгибных колебаний корпуса ракеты по первому тону в месте расположения центра давления ракеты;
c
x- положение центра масс ракеты;
dp
x - положение центра давления руля;
ds
x - положение центра давления ракеты;
- суммарная аэродинамическая сила, приложенная в центре давления всей ракеты;
ρ - плотность воздуха;
V - скорость ракеты;
S - характерная площадь (площадь миделя) ракеты;
F - сила тяги двигателя;
- коэффициент подъемной силы ракеты;
- коэффициент подъемной силы рулей;
m - масса ракеты;
g - ускорение свободного падения;
δ - угол отклонения рулей.
Радиус кривизны траектории в этом случае можно выразить в следующем виде: .
1
1
Таким образом, маневр с меньшим радиусом кривизны для упругой ракеты может быть осуществлен при прочих равных условиях за счет увеличения скорости ракеты. Кроме того, регулируя соответствующим образом изгибную жесткость корпуса сверхзвуковой управляемой ракеты EJ(x), т.е. изменяя частоту ω, и форму f(x) собственных упругих изгибных колебаний корпуса ракеты по первому тону, можно управлять располагаемой перегрузкой ракеты так, чтобы ее величина была достаточной для выполнения того или иного маневра. Однако необходимо отметить, что всегда существует предельно низкая частота собственных упругих колебаний корпуса, при которой колебания ракеты по углам атаки и упругие колебания корпуса становятся неустойчивыми. В результате это приведет к большим углам атаки и, как следствие, разрушению ракеты. Как показывает практика проектирования подобных ракет, реальным является управление перегрузкой в пределах ее увеличения на 80-100%.
Распределение изгибной жесткости по длине снаряда EJ(x) зависит в первом приближении от геометрических, инерционно-массовых характеристик снаряда и физических свойств материала (модулей упругости) в каждом сечении х. При большом числе величин получение и использование в дальнейшем зависимости для EJ(x) представляет большие трудности, поэтому обычно учитывают параметры, оказывающие существенное влияние. Распределение изгибной жесткости по длине снаряда определяется решением дифференциального уравнения поперечных колебаний [Лебедев А.А., Чернобровкин Л.С. Динамика полета. М.: Машиностроение, 1973., стр.599] после экспериментального воздействия на снаряд внешней поперечной нагрузки.
За прототип принят управляемый снаряд (патент России №2288438 от 27.06.2005 г.), включающий корпус с последовательно расположенными в нем боевой частью, внутренним кожухом, выполненным в виде втулок, состыкованных между собой по торцам, в котором расположены блоки аппаратуры управления.
Недостатком прототипа является то, что управляемый снаряд рассматривается как абсолютно твердое тело, т.е. как жесткий снаряд, у которого увеличение маневренности (перегрузки) осуществляется только за счет увеличения углов отклонения рулей, при этом отсутствие учета изгибной жесткости корпуса снижает точность наведения снаряда на цель.
Поэтому задачей предлагаемого изобретения является обеспечение увеличения маневренности (перегрузки) за счет суммирования влияния углов отклонения рулей и регулирования соответствующим образом изгибной жесткости корпуса управляемого снаряда, что обеспечивает увеличение величины фактического угла отклонения руля относительно набегающего потока.
Решение указанной задачи достигается тем, что в предлагаемом управляемом снаряде, содержащем корпус с последовательно расположенными в нем боевой частью, внутренним кожухом, выполненным в виде втулок, состыкованных между собой по торцам, в которых расположены блоки аппаратуры управления, корпус снаряда снабжен устройством предварительного продольного нагружения, выполненным в виде двух винтовых упоров, расположенных на его концах и поджатых к переднему торцу боевой части и заднему торцу кожуха.
Длина винтовых упоров, расположенных на концах устройства предварительного продольного нагружения и поджатых к переднему торцу боевой части и заднему торцу кожуха, выбирается из условия того, что длина резьбы при наличии входных фасок принимается равной 4…5 шагов резьбы, так как из опыта известно, что при нагружении резьбовых соединений внешнюю продольную нагрузку воспринимают 3…4 витка резьбы. Шаг резьбы и площадь контакта этих упоров с передним торцом боевой части и задним торцем кожуха конкретного управляемого снаряда определяется величиной предварительного продольного нагружения, обеспечивающего величину прогиба корпуса в заданных пределах.
Наличие в устройстве предварительного продольного нагружения двух винтовых упоров, расположенных на его концах и поджатых к переднему торцу боевой части и заднему торцу кожуха, исключает возможность осевого перемещения блоков снаряда относительно его корпуса и исключает возможность их повреждения.
Предлагаемое изобретение поясняется чертежом, на котором приведена предлагаемая конструкция управляемого снаряда с устройством предварительного продольного нагружения, где: 1 - носовая часть снаряда; 2 - руль; 3 - корпус; 4 - боевая часть; 5, 6 - втулки кожуха с торцами; 7 - блоки аппаратуры управления; 8 - передний винтовой упор; 9 - задний винтовой упор.
Назначение и принцип действия устройства предварительного продольного нагружения в составе управляемого снаряда осуществляется следующим образом: после сборки и экспериментального воздействия на снаряд внешней поперечной нагрузки определяют фактическую изгибную жесткость корпуса снаряда. При недостатке фактической жесткости по сравнению с расчетной затяжкой упоров 8, 9 выбирают зазоры между торцами упоров боевой части 4, торцами 6 втулок 5 и задним упором 9. При этом боевая часть и втулки кожуха вступают в работу на изгиб и фактически увеличивают толщину корпуса, тем самым увеличивая его изгибную жесткость, т.к. величина ее для кольцевого сечения пропорциональна четвертой степени суммы толщины стенки корпуса и толщины стенки кожуха. При ослаблении затяжки между торцами боевой части, втулок и упоров образуются зазоры, обеспечивающие прогиб корпуса на величину, определяемую суммой зазоров между торцами. При этом боевая часть и втулки кожуха вступают в работу на уменьшение изгиба и фактически уменьшают толщину корпуса, уменьшая изгибную жесткость снаряда.
Таким образом, регулируя затяжку между торцами боевой части, втулок и упоров, т.е. регулируя изгибную жесткость снаряда с помощью устройства предварительного продольного нагружения в составе управляемого снаряда, образуются зазоры, обеспечивающие величину прогиба корпуса в заданных пределах, которую можно учитывать в процессе наведения снаряда на цель, что обеспечивает увеличение величины фактического угла отклонения руля относительно набегающего потока, а следовательно, увеличение маневренности (перегрузки) и точности наведения на цель управляемого снаряда.