ГОЛОВНОЙ ОТСЕК ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
AIRCRAFT NOSE COMPARTMENT

Изобретение относится к управляемому ракетному оружию, а более конкретно - к конструкции аэробаллистических ракет (АБР) с самонаведением на конечном участке траектории.
Известны проектные решения и конструкции головных (носовых) отсеков аэродинамических летательных аппаратов (ЛА), включающие различного рода иллюминаторы, окна, блистеры и прочие варианты остекления и размещения прозрачных в заданных спектральных диапазонах длин волн вставок и обтекателей - см., например, М.Н. Шульженко «Конструкция самолетов», М.: «Машиностроение», 1971, стр. 226-228; С.М. Егер, В.Ф. Мишин, Н.К. Лисейцев и др. «Проектирование самолетов», М.: «Машиностроение», 1983, стр. 410-411; И.С. Голубев, А.В. Самарин, В.И. Новосельцев «Конструкция и проектирование летательных аппаратов», М.: «Машиностроение», 1995, стр. 216-220 (аналоги).
Известно техническое решение головного отсека (ГО) ЛА с несколькими оптически прозрачными плоскими иллюминаторами в передней панели (стенке) для работы инфракрасных датчиков головки самонаведения (ГСН) ЛА - см., например, И.С. Голубев, А.В. Самарин, В.И. Новосельцев «Конструкция и проектирование летательных аппаратов», М.: «Машиностроение», 1995, стр. 62, рис. 3.10 (ближайший аналог - аппарат-перехватчик MHV с 8-ю иллюминаторами).
К недостаткам технических решений-аналогов следует отнести отсутствие для ГО АБР рационального проектного сочетания требований аэродинамики, увязки полей зрения и параметров стабилизации разнесенных бортовых сенсоров на участке коррекции и самонаведения.
Целью предлагаемого изобретения является создание головного отсека летательного аппарата (в первую очередь, АБР) с возможностью компоновки в нем одновременно нескольких активных и/или пассивных бортовых сенсоров головки самонаведения и/или системы маршрутной навигации, аэродинамически рационального с точки зрения лобового сопротивления и уровня перекрестных связей между каналами управления, допускающего возможность независимой стабилизации по крену бортовых систем наведения и/или навигации.
Указанная цель достигается тем, что в головном отсеке ЛА (включающем переднюю панель с плоскими иллюминаторами и боковую обечайку со стыковочным шпангоутом к смежному отсеку ЛА) передняя панель выполнена в виде клина, с углом развала плоскостей клина 60…170 градусов в тангажной плоскости ЛА, в которых установлено не менее одного плоского иллюминатора, а боковая обечайка выполнена осесимметричной с переменным сечением по внешнему контуру, с максимальным диаметром сечения в плоскости стыковочного шпангоута. При установке двух и более иллюминаторов они могут иметь различные спектральные диапазоны пропускания. При этом боковая обечайка выполнена: коническая - с углом наклона образующей конуса к плоскости стыковочного шпангоута 60…89 градусов; биконическая - с углом наклона образующей переднего конуса к плоскости стыка переднего и заднего конусов 60…89 градусов и углом наклона образующей заднего конуса к плоскости стыковочного шпангоута 15…89 градусов. Образующая профиля боковой обечайки ГО может выполняться также оживальной, параболической, в виде сплайна и как комбинация этих форм.
В боковой обечайке ГО может быть выполнена призматическая или цилиндрическая вставка, которая может быть оптически- или радиопрозрачной.
Головной отсек ЛА может также выполняться с возможностью поворота передней панели и смежной с ней части боковой обечайки относительно продольной оси ЛА. При этом поворотная часть ГО может отделяться от неподвижной части герметичной мембраной. В плоскости разделения поворотной и неподвижной частей ГО может быть установлен подшипник.
На ГО скоростных ЛА с внутренней стороны боковой обечайки и передней панели, за исключением иллюминаторов, может устанавливаться теплоизоляция. При этом теплоизоляция может быть выполнена из материала с фазовым переходом в диапазоне температур 30…75 градусов Цельсия. Кроме того, иллюминаторы с внутренней стороны могут закрываться сдвигаемыми теплоизолирующими накладками.
Головной отсек скоростных ЛА может также снабжаться аэродинамической иглой, в том числе с возможностью ее складывания:
например, телескопического внутрь ГО либо с предстартовым склонением на угол до 120 градусов относительно продольной оси ЛА.
Головной отсек ЛА по предлагаемому техническому решению представлен на фиг.1-7. Приняты обозначения:
1 - передняя панель ГО;
2 - иллюминатор;
3 - боковая обечайка ГО;
4 - биконическая часть боковой обечайки ГО;
5 - вставка;
6 - поворотная часть ГО;
7 - неподвижная (относительно смежного отсека ЛА) часть ГО;
8 - стыковочный шпангоут ГО;
9 - подшипник;
10 - мембрана;
11 - теплоизоляция;
12 - теплоизолирующая накладка;
13 - аэродинамическая игла.
На фиг.1 представлен общий вид головного отсека ЛА по предлагаемому техническому решению (с конической боковой обечайкой поз.3 и шестью плоскими иллюминаторами поз.2 в передней панели поз.1).
На фиг.2 показан ГО ЛА с биконической боковой обечайкой поз.3, 4 и четырьмя иллюминаторами поз.2 в передней панели поз.1.
На фиг.3, 4 представлен головной отсек ЛА соответственно с цилиндрической и призматической вставкой поз.5. Как правило, цилиндрические радиопрозрачные вставки применяются при размещении на борту летательного аппарата активных и/или пассивных радиосредств (например, радиолокаторов бокового обзора, радиовысотомеров, радиометров и т.п.), а призматические оптически прозрачные вставки (с плоскими гранями-иллюминаторами) позволяют размещать на борту ЛА прицельную и навигационную оптическую аппаратуру (например, оптические корреляторы, лазерные дальномеры и высотомеры, лидары и т.п.).
На фиг.5 показан головной отсек ЛА, включающий неподвижную поз.7 относительно корпуса (фюзеляжа) летательного аппарата и поворотную поз.6 части ГО.
На фиг.6 представлена схема сдвигаемой теплоизолирующей накладки поз.12, размещаемой с внутренней стороны иллюминатора поз.2 головного отсека ЛА.
На фиг.7 приведен пример конструкции ГО с аэродинамической иглой поз.13.
Можно выделить следующие особенности функционирования устройства по предлагаемому техническому решению.
Наличие в передней панели поз.1 ГО плоских иллюминаторов поз.2, развернутых на угол 60…170 градусов в тангажной плоскости ЛА, позволяет, с одной стороны, упростить оптическую схему бортовых систем навигации и ГСН (нет необходимости учитывать кривизну и полетные деформации геометрии иллюминатора, что имеет место для неплоских конфигураций) при близком к плановому визировании зоны цели и/или зоны маршрутной коррекции, с другой стороны, аэродинамически рационально разместить несколько иллюминаторов для отдельных сенсоров (каналов ГСН), в том числе для разных спектральных диапазонов пропускания. При этом для конкретных полетных траекторий ЛА (углов подхода ЛА к цели) возможна оптимизация развала плоскостей клина передней панели поз.1 ГО и полей зрения бортовых сенсоров (с учетом прокачки визирной оси каждого сенсора). Например, для маршрутной навигации летательных аппаратов, полет которых включает близкие к прямолинейным горизонтальные участки траектории, целесообразно уменьшение значения угла развала плоскостей клина передней панели ГО в тангажной плоскости - это позволяет бортовым сенсорам ЛА производить близкую к плановой съемку местности при приемлемых углах наклона плоскости иллюминатора к визирной оси сенсора; в то же время при крутых (в том числе близких к вертикали) пикирующих траекториях ЛА с самонаведением на цель целесообразно увеличивать значение угла развала плоскостей клина передней панели ГО - опять же с целью получения близких к плановым изображений местности в зоне цели при приемлемых (исключающих внутреннее отражение) углах наклона плоскости иллюминатора к визирной оси сенсора. При этом следует отметить, что более благоприятный с точки зрения минимизации аэродинамического сопротивления «острый» клин-конус (клин-биконус) ГО проигрывает «тупому» клину-конусу (клину-биконусу) по степени нежелательного взаимовлияния (уровню перекрестных связей) в каналах управления ЛА.
Боковая обечайка поз.3 ГО своим стыковочным шпангоутом поз.8 обеспечивает заданную фиксацию ГО на смежном отсеке ЛА. При этом форма боковой обечайки поз.3 выполняется заостренной и осесимметричной - то есть с переменным сечением по внешнему контуру и с максимальным диаметром (размером) сечения в плоскости стыковочного шпангоута, что обеспечивает минимизацию аэродинамического лобового сопротивления ГО и за счет «полноты» его обводов позволяет варьировать уровнем аэродинамической подъемной силы, а осевая симметрия боковой обечайки минимизирует влияние перекрестных связей в каналах управления ЛА.
Образующая профиля (продольное сечение) боковой обечайки поз.3 может выполняться конической (биконической), оживальной, параболической, в виде сплайна (плавной кривой, соединяющей заданные расчетные точки образующей методом «гибкой рейки» - традиционный прием построения криволинейных контуров в плазово-шаблонной технологии авиаракетной индустрии), а также как комбинация этих форм.
При этом значение угла наклона образующей конуса к плоскости стыковочного шпангоута (иначе, плоскости стыка со смежным отсеком ЛА) должно составлять 60…89 градусов, что позволяет варьировать уровнем подъемной силы конусной части ГО в зависимости от конкретной целевой задачи ЛА (см. фиг.1).
Аналогично, биконическая боковая обечайка поз.3, 4 ГО выполняется с углом наклона образующей переднего конуса к плоскости стыка переднего и заднего конусов 60…89 градусов, и углом наклона образующей заднего конуса к плоскости стыковочного шпангоута ГО 15…89 градусов. Биконическая часть поз.4 боковой обечайки применяется, как правило, при большой разности значений диаметров ГО с ГСН и корпуса (фюзеляжа) ЛА с целью аэродинамической оптимизации изделия (см. фиг.2).
Профили боковой обечайки поз.3 с образующей в виде оживала, параболы или сплайна, а также в виде комбинации конических, оживальных, параболических или сплайн отрезков позволяют практически полностью реализовать рациональные аэродинамические, прочностные, обзорные и прочие возможности ГО как элемента ЛА.
Для работы бортовых систем маршрутной навигации (например, оптической типа DSMAC, рельефометрической типа TERCOM, лазерных и радиовысотомеров и т.п.) на близких к прямолинейным горизонтальных участках траектории полета ЛА в боковой обечайке поз.3 ГО может быть выполнена призматическая или цилиндрическая вставка поз.5 (см. фиг.3, 4). При этом вставка поз.5 может выполняться из оптически- либо радиопрозрачного материала - с целью обеспечить функционирование бортовых сенсоров ЛА с минимальным уровнем искажений рабочего диапазона длин волн электромагнитного спектра.
Головной отсек ЛА может также выполняться с возможностью поворота передней панели и смежной с ней части боковой обечайки относительно продольной оси ЛА (см. фиг.5). При этом плоскость разделения поворотной поз.6 и неподвижной поз.7 частей ГО располагается в пределах его боковой обечайки поз.3. Такое техническое решение позволяет, в частности, автономно стабилизировать поле зрения бортовой ГСН по крену независимо от вращения (колебаний) корпуса ЛА по данному каналу.
В зависимости от технического облика и штатных условий функционирования бортовых сенсоров поворотная часть поз.6 может быть отделена от неподвижной части поз.7 герметичной мембраной поз.10 (см. фиг.5).
Конструктивно рациональным представляется соединение поворотной поз.6 и неподвижной (относительно смежного отсека ЛА) поз.7 частей боковой обечайки поз.3 ГО через цилиндрический шарнир-подшипник поз.9, устанавливаемый в плоскости их разделения (см. фиг.5).
На головных отсеках скоростных ЛА (например, АБР) с внутренней стороны боковой обечайки поз.3 (поз.3, 4) и передней панели поз.1, за исключением иллюминаторов поз.2, может устанавливаться теплоизоляция поз.11 (например, теплоизолирующие конформные маты либо специализированная обмазка). При этом теплоизоляция поз.11 может быть выполнена из материалов с фазовым переходом в диапазоне температур 30... 75 градусов Цельсия - что позволяет на протяжении заданного периода времени удерживать допустимый для работы бортового радиоэлектронного оборудования температурный интервал (см. фиг.5, 6).
Для исключения теплопритока внутрь ГО через иллюминаторы поз.2 последние могут закрываться с внутренней стороны ГО теплоизолирующими накладками поз.12 (см. фиг.6). При этом на участке коррекции (самонаведения) ЛА теплоизолирующие накладки поз.12 сдвигаются в сторону и открывают для бортовых сенсоров возможность штатной работы.
Для скоростных (в том числе гиперзвуковых) ЛА типа АБР может оказаться целесообразным снижение значения лобового сопротивления на малых углах атаки (например, на чисто баллистических участках траектории полета). С этой целью головной отсек по предлагаемому техническому решению может быть снабжен аэродинамической иглой поз.13, в том числе складываемой в предстартовом положении ЛА. В этой связи рациональным для ГО с ГСН техническим решением представляется телескопическое складывание иглы в достартовом положении и/или на участке самонаведения внутрь ГО (см. фиг.7) либо ее предстартовое склонение (наклон вбок) на угол до 120 градусов относительно продольной оси изделия, что улучшает компактность ЛА.
Положительный эффект, который достигается при применении представленного технического решения, включает:
- возможность рационально закомпоновать на скоростных ЛА головной отсек с высокоточными бортовыми системами наведения и/или коррекции траектории полета, в том числе многоканальными активными и/или пассивными;
- возможность варьирования количеством автономных каналов наведения/навигации ЛА для ГО фиксированной геометрии;
- возможность стабилизации бортовых систем наведения/навигации ЛА по каналу крена путем независимой стабилизации поворотной части ГО.
Одновременно головной отсек по предлагаемому техническому решению может включать дополнительные элементы (детали, узлы, механизмы и т.п.), позволяющие обеспечить штатную работу изделия в условиях экстремальных скоростных напоров, теплопотоков, силовых нагрузок, вибраций и прочих полетных факторов, характерных для современных и перспективных ЛА.