[1]
v ВРАЩАЮЩАЯСЯ УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА Предложение относится к ракетной технике и может быть использовано во вращающихся управляемых ракетах, например, с одноканальной системой управления (ОСУ), имеющих широкий диапазон изменения скорости полета от дозвуковой до сверхзвуковой. Известна вращающаяся управляемая ракета с ОСУ переносного зенитного ракетного комплекса (ПЗРК) «Стингер (Зарубежное воеьшое обозрение . - 1991. №1. - с.35-37), содержащая корпус с расположенными в нем боевым отсеком, реактивным двигателем, установленные на корпусе хвостовые стабилизаторы и дестабилизаторы на передней части корпуса, причем раскрывающиеся консоли стабилизатора установлены под углом к продольной оси корпуса, за счет чего осуществляется вращеьше ракеты в полете. Недостатком ракеты «Стингер является то, что ее скорость вращения вокруг продольной оси корпуса имеет большой разброс при изменении скорости полета от дозвуковой до сверхзвуковой, т.к. скорость вращения, обусловленная только установочным углом консолей стабилизатора с симметричным профилем , практически прямо пропорциональна скорости полета. Для возможности управления на участке разгона ракета «Стингер предварительно раскручивается при движении в пусковой трубе за счет установочного угла относительно продольной оси корпуса сопл стартового двигателя. При полете на участке разгона скорость вращения ракеты уменьшается от начальной при выходе из пусковой трубы до минимума оборотов (так называемой «ложки оборотов), где скорость вращения может быть меньше минимально требуемой . Для увеличения скорости вращения в минимуме оборотов приходится увеличивать начальную скорость вращения за счет увеличения установочного угла сопл стартового двигателя, что приводит к превьппению начальной скорости вращения по сравнению с максимально требуемой скоростью вращения . 20031Ш5Ш iiiiiniiiiiiiililii г DOS 1 J о : 5 .г « М. кл. F42B13/32, F42B15/00 Установочный угол консолей стабилизатора по величине рассчитан на
[2]
требуемую скорость вращения при скоростях полета, соответствующих основному марщевому участку траектории полета. На пассивном участке траектории при падении скорости полета падает и скорость вращения. Для увеличения диапазона изменения требуемой скорости вращения ракеты «Стингер в ее системе управления используется фазорегулятор, что усложняет систему управления, увеличивает массу и габариты ракеты. Из-за того, что диапазон изменения требуемой скорости вращения не может увеличиваться беспредельно, часть пассивного участка траектории теряется, вследствие чего дальность управляемого полета ракеты уменьщается.
[3]
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому техническому эффекту к заявленному предложению является изобретение по патенту РФ № 2166178 «Вращающийся сверхзвуковой реактивный снаряд, который содержит корпус с расположенными в нем боевым отсеком, реактивным двигателем и установленным на корпусе хвостовым стабилизатором, консоли которого установлены под углом к продольной оси корпуса. Консоли стабилизатора имееют скосы у передних и задних кромок консолей на поверхностях , обращенных в сторону вращения снаряда, при этом отнощение угла установки консолей к углу скоса кромок находится в пределах (0,02 -е- 0,03) -,
[4]
где Н - полный размах консолей стабилизатора (с учетом подкорпусной части стабилизатора), d - калибр корпуса снаряда. Консоли стабилизатора, установленные под углом к продольной оси корпуса, выполненные со скосами у передней и задней кромок каждой консоли на поверхности, обращенной в сторону вращения среза, являются стабилизатором скорости вращения снаряда , позволяющим стабилизировать скорость вращения снаряда, т.е. уменьщить разбежку скорости вращения снаряда в щироком диапазоне изменения скорости полета от дозвуковой до сверхзвуковой.
[5]
Данный неуправляемый снаряд по патенту РФ J 2166178, имеющий из оперения только хвостовые стабилизаторы, является статически устойчивым
[6]
2
[7]
снарядом, поэтому его полет проходит при нулевом угле атаке (а 0). Однако , при увеличении углов атаки скорость вращения такого снаряда будет падать . Это объясняется тем, что при обтекании корпуса снаряда на нем образуется пограничный слой потока с уменьшенной скоростью. Толщина пограничного слоя, зародившегося на носовой части корпуса постепенно увеличивается по мере продвижения к кормовой (хвостовой) части. При а О пограничный слой имеет симметричный характер относительно оси корпуса. При а О симметричность нарушается: пограничный слой с наветренной стороны будет перетекать за счет поперечного течения на подветренную сторону корпуса , при этом толщина пограничного слоя на подветренной стороне корпуса будет увеличиваться (Петров К.П. Аэродинамика ракет. М.: «Машиностроение . - 1977. с. 27-30). В этом месте поверхности корпуса скорость поперечного течения будет замедляться, и будут создаваться условия для отрыва потока с боковых сторон корпуса. Непрерывно утолщающийся по длине корпуса пограничный слой отрывается вдоль линии отрыва и непрерывно сносится по потоку, сворачиваясь в интенсивные вихревые жгуты, расположенные с боковых сторон корпуса. Расстояние от носка корпуса, на котором начинается отрыв пограничного слоя и сворачивание вихревых жгутов, в значительной степени зависит от угла атаки. Как показывают опыты по распределению
[8]
давления по различным поперечным сечениям и по фотоснимкам спектров
[9]
обтекания корпуса модели в аэродинамической трубе, при углах а 6° -е- 8°, близких к балансировочным углам предлагаемой управляемой ракеты при
[10]
максимальной команде управления, начало отрыва потока и начало образования вихревой системы за моделью составляет X отр - калибров
[11]
от начала цилиндрической части корпуса в диапазоне чисел М 0,6 ч- 2,0. При таких углах атаки (а 6°-ь8°) сорвавшийся пограничный слой сворачивается в вихревые жгуты и под действием продольного течения сносится вдоль корпуса за его кормовую (хвостовую) часть, на которой установлены стабилизаторы . Часть консолей крестообразного стабилизатора, как правило, по
[12]
ловина (т.е. 2 консоли из 4-х), оказывается в зоне неблагоприятных скосов потока, связанных с направлением движения воздуха в вихрях. Это приводит к уменьшению несущих свойств стабилизатора (Петров К.П. Аэродинамика ракет. М.: «Машиностроение. - 1977. - с. 84-86). Это приводит также к значительному уменьшению эффективности по крену этих 2-х консолей, находящихся в вихревом слое, а, следовательно, и всего стабилизатора в целом.
[13]
Это подтверждается результатами экспериментов в аэродинамических трубах на вращающихся моделях предлагаемой управляемой ракеты. Как правило, чтобы иметь отдельные составляющие ракеты по моменту крена, проводятся раздельные испытания аэродинамической модели, т.е. в начале проводятся испытания модели в состоянии «корпус + стабилизаторы, потом добавляются дестабилизаторы и рули. Как показали результаты испытаний модели ракеты в состоянии «корпус + стабилизаторы, соответствующей аэродинамической компоновке снаряда по патенту № 2166178, скорость вращения мод…
