УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА

Область техники
Полезная модель относится к области вооружения, а именно к управляемым ракетам, и может быть использована при их разработке.
Предшествующий уровень техники
Заявленная полезная модель представляет собой управляемую ракету, обладающую повышенной дальностью полета и боевой эффективностью.
Применение управляемых ракет, оснащенных аэродинамическими несущими поверхностями и органами управления, позволяет решать задачи повышения точности стрельбы и дальность поражения цели за счет оптимизации их аэродинамических характеристик.
Из уровня техники известны различные технические решения управляемых ракет.
Так, например, известна авиационная управляемая ракета по патенту на изобретение RU №2259536, опубликованному 27.08.2005, состоящая из корпуса, двигательной установки, крыльев, рулей и рулевых приводов, принятая авторами за аналог.
Среди недостатков данного технического решения можно отметить такой как недостаточное использование аэродинамических возможностей ракеты для достижения максимальной дальности полета в виду отсутствия оптимизации ее аэродинамических характеристик.
Наиболее близкой по совокупности существенных признаков к заявленной полезной модели является - крылатая ракета по свидетельству на полезную модель RU №25931, опубликованному 27.10.2002, в состав которой входят корпус, турбореактивный двигатель, крылья и аэродинамические исполнительные органы управления.
Недостатками данного технического решения являются нерегламентированное относительное расположение органов управления на корпусе ракеты, что не позволяет обеспечить оптимальные аэродинамические характеристики, и наличие крутящего момента относительно продольной оси ракеты, передаваемого высокоскоростным вращением турбины турбореактивного ракетного двигателя, требующее его постоянной компенсации путем отклонения органов управления в канале крена и приводящее к увеличению аэродинамического сопротивления. Оба указанных обстоятельства приводят к снижению дальности полета.
Раскрытие полезной модели
Задачей, на решение которой направлена заявленная полезная модель, является создание управляемой ракеты, обладающей увеличенной дальностью полета и повышенной боевой эффективностью.
Техническим результатом, получаемым при реализации заявленной полезной модели, является оптимизация аэродинамических характеристик, достигаемая путем увеличения подъемной силы при одновременном снижении лобового сопротивления, и увеличение массы доставляемой полезной нагрузки.
a
Указанный технический результат достигается за счет того, что в управляемой ракете, состоящей из корпуса, турбореактивного двигателя, крыльев, аэродинамических исполнительных органов управления, включающих в себя рули и элероны, и привода исполнительных органов, рули установлены перед центром масс ракеты на расстоянии =(5…8)d, где d - калибр ракеты, и выполнены в виде двух пластин трапециевидной формы, закрепленных на горизонтально расположенном валу механически связанном с рулевым приводом, а элероны расположены позади центра масс ракеты, выполнены в виде четырех трапециевидных пластин, площадь каждой из которых составляет 0,3…0,5 от площади руля, и установлены на валах, которые в свою очередь механически связаны, например при помощи параллелограммного механизма, с единым приводом элеронов, при этом крылья на корпусе ракеты установлены на удалении от центра масс не более b=4d со смещением несущих плоскостей друг относительно друга на c=(0,03…0,15)d в противофазе направлению установки лопаток турбины турбореактивного двигателя.
a
a
а
a
Выполнение рулей в виде двух пластин трапециевидной формы, установленных перед центром масс ракеты на расстоянии =(5…8)d позволяет обеспечить повышение дальности полета, за счет полета на оптимальных балансировочных углах атаки. Использование в качестве рулей пластин трапециевидной формы позволяет обеспечить их плавное обтекание, что приводит к снижению аэродинамического сопротивления. Установка рулей перед центром масс ракеты на расстоянии =(5…8)d позволяет создать аэродинамический момент, приводящий к выходу ракеты на максимально эффективный угол атаки, тем самым позволяя обеспечить максимально возможную подъемную силу. Выполнение рулей менее обтекаемой формы, так же как и их установка на расстоянии менее =5d от центра масс ракеты, приводит к ухудшению аэродинамических характеристик ракеты либо из-за увеличения сопротивления, либо из-за уменьшения балансировочного угла атаки и снижения подъемной силы. Установка рулей на расстоянии более -8d от центра масс ракеты приводит к выходу ракеты на слишком большие углы атаки, на которых рост аэродинамического сопротивления становится более интенсивным, чем рост подъемной силы. Кроме того, при выходе на большие углы атаки возможно возникновение срывов потока, что приводит к нестационарности обтекания и ухудшению аэродинамических характеристик, а, следовательно, к снижению дальности полета.
Расположения элеронов, выполненных в виде четырех трапециевидных пластин, площадь каждой из которых составляет 0,3…0,5 от площади руля, позади центра масс ракеты, позволяет обеспечить управляемость ракеты в канале крена и одновременно с этим обеспечить устойчивое движение ракеты на траектории. Выполнение элеронов в виде пластин трапециевидной формы позволяет, как и в случае с рулями, снизить величину аэродинамического сопротивления. Установка рулей перед центром масс ракеты приводит к созданию дестабилизирующего момента (даже при неотклоненных рулях), который стремится ее опрокинуть. Для компенсации этого момента позади центра масс установлены элероны, которые, помимо функции управления в канале крена, выполняют функцию стабилизации в поперечных каналах. Выполнение элеронов площадью менее 0,3 площади руля не позволит обеспечить устойчивый полет ракеты и для эффективного управления в канале крена потребует большего угла отклонения рулей, что приведет к увеличению сопротивления и снижению дальности. Выполнение элеронов площадью более 0,5 площади руля является нежелательным, так как сделает ракету чрезмерно устойчивой, а соответственно плохо управляемой.
Выполнение рулей закрепленными на горизонтально расположенном валу, механически связанном с рулевым приводом, и элеронов, установленных на валах, которые в свою очередь механически связаны, например, при помощи параллелограммного механизма, с единым приводом элеронов, позволяет обеспечить увеличение массы полезной нагрузки (при сохранении общего веса ракеты) за счет уменьшения количества используемых в ракете приводов. Традиционно для одновременного управления ракетой в нескольких каналах требуется четыре руля, на каждый из которых устанавливается отдельный привод. Связано это с тем, что при одновременном управлении в разных каналах на каждый из рулей приходится индивидуальный угол отклонения, который может не совпадать с соседними рулями ни по величине, ни по направлению. Разнесение управления в канале тангажа на рули, стоящие впереди центра масс ракеты, и в канале крена на элероны, стоящие позади центра масс ракеты, позволило сократить количество приводов до двух, а высвободившуюся массу направить на увеличение полезной нагрузки, а, следовательно, на повышение боевой эффективности.
Выполнение крыльев на корпусе ракеты, установленных на удалении от центра масс не более b=4d, позволяет обеспечить устойчивый полет ракеты на максимальную дальность. Установка крыльев на ракете наиболее эффективна в районе центра масс, однако это не всегда возможно, как вследствие каких-либо компоновочных ограничений, так и вследствие того, что из-за выгорания топлива в процессе движения по траектории у ракеты происходит постоянное изменение положения центра масс. Смещение крыльев относительно центра масс приводит к возникновению опрокидывающего или стабилизирующего момента. Расположение крыльев на удалении от центра масс более b=4d недопустимо, так как приводит к тому, что ракета становится либо существенно статически не устойчивой, либо наоборот чрезмерно устойчива. И в том и в другом случае необходимо или увеличение размеров органов управления, или увеличение углов отклонения рулей в процессе полета, что неизменно приводит к росту аэродинамического сопротивления и снижению дальности полета.
Выполнение несущих плоскостей крыльев со смещением друг относительно друга на величину c=(0,03…0,15)d в противофазе направлению установки лопаток турбины турбореактивного двигателя позволяет обеспечить компенсацию крутящего момента от турбины турбореактивного двигателя, тем самым снизив потребные углы отклонения элеронов для стабилизации в канале крена. При установке крыльев без относительного смещения их несущих плоскостей на ракете с турбореактивным двигателем существует необходимость постоянно парировать крутящий момент передаваемый ракете от турбины, вращающейся с высокой скоростью. Для этого необходимо в течение всего полета ракеты подавать команду на привод элеронов, что приводит к повышенному энергопотреблению на борту ракеты и повышенной нагрузке на рулевой привод, а также к возрастанию аэродинамического сопротивления. Установка крыльев с относительным смещением их несущих плоскостей приводит к созданию аэродинамического момента крена, стремящемуся вывести ракету в плоскость симметрии, проходящую через концевые хорды крыльев и продольную ось ракеты. Смещение несущих плоскостей крыльев в противофазе направлению установки лопаток турбины турбореактивного двигателя позволяет сформировать момент, направленный противоположно моменту от вращения турбины. Уменьшение относительного смещения крыльев на величину менее 0,03d не создаст сколь либо существенного стабилизирующего момента в канале крена, а, следовательно, не компенсирует момент от турбины. Увеличение относительного смещения крыльев на величину более 0,15d, напротив сформирует очень большой аэродинамический момент, который превысит момент от турбины и который будет необходимо компенсировать отклонением элеронов, вследствие чего теряется достигаемый эффект.
Краткое описание чертежей
Сущность полезной модели поясняется чертежами, где:
на фиг. 1 изображен общий вид управляемой ракеты;
на фиг. 2 - рулевой блок;
на фиг. 3 - блок элеронов;
на фиг. 4 показано относительное расположение крыльев;
на фиг. 5 изображена турбина турбореактивного двигателя.
Осуществление полезной модели
а
Управляемая ракета состоит из корпуса 1, трапециевидных рулей 2, установленных на расстоянии «» от центра масс 3, элеронов 4, крыльев 5, установленных на удалении «b» от центра масс 3 со смещением несущих плоскостей друг относительно друга на расстояние «с» в противофазе направлению установки лопаток 6 турбины 13 турбореактивного двигателя 7. При этом рули 2 закреплены на валу 8, механически связанном с приводом рулей 9, а элероны 4 установлены на валах 10, механически связанных с параллелограммным механизмом 11, который в свою очередь связан с приводом элеронов 12.
а
Предлагаемая управляемая ракета работает следующим образом. После старта, разгона до маршевой скорости и раскрытия рулей 2, крыльев 5 и элеронов 4 ракета переходит в режим полета от тяги турбореактивного двигателя 7. Оптимальное соотношение характеристик подъемной силы и лобового сопротивления реализуется при установке рулей 2 на расстоянии «» от центра масс 3 ракеты. Создание подъемной силы на рулях и формирование балансировочного угла атаки происходит с помощью привода рулей 9, который совершая поступательные движения и будучи механически связанным с валом рулей 8, отклоняет на заданный угол рули 2. Формируемые во время полета команды в канале крена отрабатываются элеронами 4, расположенными позади центра масс 3 ракеты и выполненными в виде четырех трапециевидных пластин. Площадь каждого из элеронов 4 составляет 0,3…0,5 от площади руля 2, что позволяет обеспечить запас устойчивости, необходимый для нормального полета ракеты. Элероны 4, установленные на валах 10 приводятся в движение приводом элеронов 12, который совершая вращательные движения и будучи механически связанным с валами 10 параллелограммным механизмом 11 отклоняет элероны 4 на заданный угол. Крылья 5, установленные на корпусе 1 создают подъемную силу, обеспечивающую компенсацию веса ракеты при движении на траектории. Удаление крыльев 5 от центра масс 3 при этом не превышает величины «b», что позволяет не нарушать устойчивость ракеты. Расположение крыльев 5 со смещением несущих плоскостей друг относительно друга на расстояние «с» в противофазе направлению установки лопаток 6 турбины 13 турбореактивного двигателя 7 позволяет компенсировать индуцируемый турбиной 13 момент в канале крена.
Выполнение аэродинамических исполнительных органов управления и крыльев на корпусе управляемой ракеты по указанным соотношениям позволяют обеспечить устойчивое движение на всей траектории полета с оптимальными аэродинамическими характеристиками. Сокращение необходимого количества рулевых приводов позволяет увеличить массу полезной нагрузки при сохранении общего веса ракеты. Указанные обстоятельства ведут к увеличению дальности полета и повышению боевой эффективности.
На основе предлагаемой полезной модели разработана конструкторская документация.