RU2045741C1

RU2045741C1 - Method of rocket control and device for its accomplishment

Info

Publication number: RU2045741C1
Application number: RU92001916A
Authority: RU
Inventors: И.И. Архангельский; С.П. Белявский; Е.Г. Болотов; П.Д. Грушин; Ю.Г. Калошин; В.Я. Мизрохи; В.П. Михеев; В.Г. Светлов; Г.А. Станевский
Original assignee: Машиностроительное Конструкторское Бюро "Факел"
Priority date: 1992-10-23
Filing date: 1992-10-23
Publication date: 1995-10-10

Abstract

FIELD: aerospace vehicles control. SUBSTANCE: for turn of rocket on target and simultaneous roll control use is made of total thrust of jet efflux acting in the same direction as aerodynamic force of the control surface. It provides for a quick turn of the rocket on target thus decreasing the response time and final miss. Control is accomplished by a combination antireaction device, having gas source 1 positioned in rocket body 2, aerodynamic control surfaces 6 and gas distributors located in the body of each control surface 6, and deflected with the aid of common drive 8. EFFECT: facilitated procedure. 6 cl, 8 dwg

Description

Изобретение относится к управлению летательными аппаратами, а более конкретно, к аэрореактивному управлению с помощью реактивной силы в сочетании с аэродинамическими органами управления. The invention relates to the control of aircraft, and more specifically, to aero-reactive control using reactive forces in combination with aerodynamic controls.

При управлении ракетой возникает необходимость быстрого разворота на цель при отсутствии аэродинамических сил или их недостаточном уровне сразу после выхода из пускового устройства или при полете ракеты на большой высоте. When controlling a rocket, there is a need for a quick turn to the target in the absence of aerodynamic forces or their insufficient level immediately after leaving the launcher or when the rocket is flying at high altitude.

Это имеет место, например, для вертикально стартующей зенитной ракеты при перехвате внезапно появляющейся цели. This is the case, for example, for a vertically launched anti-aircraft missile while intercepting a suddenly appearing target.

Быстрота разворота ракеты на цель имеет в этом случае решающее значение в борьбе с атакующей целью для упреждающего ее поражения. The speed of a missile’s turn on a target in this case is crucial in the fight against an attacking target in order to preemptively defeat it.

Важно также одновременно с разворотом продольной оси ракеты на цель быстро ориентировать ракету по крену в положение, определяемое условиями работы бортовых радиолокационных и радионавигационных устройств. It is also important at the same time that the longitudinal axis of the missile is turned toward the target, to quickly orient the missile along the roll to a position determined by the operating conditions of the onboard radar and radio navigation devices.

Известен способ управления ракетой с помощью отклонения истекающей струи маршевого двигателя. A known method of controlling a rocket by deflecting the flowing jet of a marching engine.

Его недостатком является большой радиус разворота траектории ракеты из-за ее ускорения, что приводит к появлению "мертвой зоны" по дистанции вблизи обороняемого объекта, в которой цель не перехватывается. Its disadvantage is the large turning radius of the missile trajectory due to its acceleration, which leads to the appearance of a "dead zone" in distance near the defended object, in which the target is not intercepted.

Указанный недостаток частично устраняется в аэрореактивных системах, использующих газодинамические органы управления, срез сопла которых вынесен на боковую поверхность крыла или стабилизатора, где при помощи струй, истекающих с боковой поверхности крыла и являющихся одновременно приводом для отклонения элеронов, обеспечивается управление самолетом по крену при скоростных напорах, близких к нулю [1]
Недостатком указанного способа является необходимость специального агрегата для регулирования расхода газа, создающего управляющую силу, а также отсутствие реактивного управления по тангажу и курсу.This drawback is partially eliminated in aero-reactive systems using gas-dynamic controls, the nozzle of which is placed on the side surface of the wing or stabilizer, where using jets flowing from the side surface of the wing and simultaneously driving to deflect the ailerons, the aircraft is controlled by roll at high-pressure close to zero [1]
The disadvantage of this method is the need for a special unit for regulating the flow of gas that creates a control force, as well as the lack of reactive control in pitch and course.

Известна комбинированная аэрореактивная система управления ракетой при помощи аэродинамических рулей и реактивных струй, истекающих параллельно плоскости руля через сопло, расположенное в районе задней кромки каждого из рулей [2]
Недостатком указанного способа является то, что ориентация сопла вдоль оси руля не позволяет полностью использовать энергию реактивной струи для создания управляющих ракетой сил, так как для управления используется только проекция тяги, не превышающая 25-50% от располагаемой величины реактивной силы. Это ограничение не позволяет использовать способ для управления малогабаритными ракетами, особенно при вертикальном старте, когда для обеспечения необходимого для перехвата цели малого времени реакции и радиуса разворота требуются большие управляющие реактивные силы.Known combined aero-reactive missile control system using aerodynamic rudders and jet streams flowing parallel to the rudder plane through a nozzle located in the region of the trailing edge of each of the rudders [2]
The disadvantage of this method is that the orientation of the nozzle along the axis of the rudder does not allow the full use of the energy of the jet stream to create rocket-controlling forces, since only the thrust projection is used for control, not exceeding 25-50% of the available reactive force value. This limitation does not allow the use of the method for controlling small-sized missiles, especially with a vertical launch, when large control reactive forces are required to ensure the short reaction time and the turning radius necessary to intercept the target.

Изобретение направлено на уменьшение времени реакции и радиуса разворота траектории ракеты при выходе на цель путем использования полностью всей энергии газовой струи, создающей управляющую силу, исключение специального агрегата для регулирования расхода газа, подводимого к соплам, и создание единого с рулем комбинированного аэрореактивного устройства, создающего управляющие силы по тангажу, курсу и крену при изменении скоростных напоров от нуля до максимума и в результате придания ракете способности быстро изменять направление полета и осуществлять разворот на цель минимального радиуса. The invention is aimed at reducing the reaction time and the radius of the turn of the rocket trajectory when reaching the target by using all the energy of the gas stream, which creates the control force, eliminating the special unit for regulating the gas flow supplied to the nozzles, and creating a combined aero-reactive device creating control forces in pitch, heading and roll when changing the pressure head from zero to maximum and as a result of giving the rocket the ability to quickly change direction eta and make a turn on the target with a minimum radius.

Технический результат достигается использованием способа управления ракетой, при котором разворот ее на цель осуществляется с помощью аэрореактивной системы управления, состоящей из аэродинамических рулей и газоструйного распределителя, создающего реактивную управляющую силу того же направления, что и аэродинамическая сила, и ориентированную перпендикулярно плоскости руля. The technical result is achieved using the rocket control method, in which it is rotated to the target using an aero-reactive control system consisting of aerodynamic rudders and a gas-jet distributor that creates a reactive control force in the same direction as the aerodynamic force and oriented perpendicular to the rudder plane.

При этом суммарная величина управляющей реактивной силы изменяется пропорционально углу отклонения руля, достигая максимальной величины при отклонении его на угол около 10^о. Регулирование управляющих усилий, создаваемых аэродинамическими рулями и газоструйным распределителем, осуществляется единым приводом путем поворота рулей.In this case, the total value of the control reactive force changes in proportion to the steering angle, reaching a maximum value when it is deflected by an angle of about 10 ^about. The control forces created by the aerodynamic rudders and the gas-jet distributor are regulated by a single drive by turning the rudders.

Газ из источника, находящегося в корпусе ракеты, подается по газоводу в питающие патрубки и далее через подвижные соединения между корпусом ракеты и аэродинамическими рулями, в приемные отверстия газоструйного распределителя, расположенные в корпусе аэродинамических рулей. При этом подающие и приемные отверстия смещены относительно оси вращения рулей. Gas from a source located in the rocket body is supplied through a gas duct to the supply nozzles and then through movable connections between the rocket body and the aerodynamic rudders to the receiving holes of the gas-jet distributor located in the aerodynamic rudder body. In this case, the supply and receiving holes are offset relative to the axis of rotation of the rudders.

На фиг.1 показана ракета в момент склонения, после вертикального старта; на фиг.2 ракета в момент управления в полете по траектории; на фиг.3 проиллюстрировано изменение величины управляющей силы от угла отклонения руля; на фиг. 4 компоновочная схема комбинированного аэрореактивного устройства; на фиг. 5 расположение руля относительно питающего газовода (случай создания нулевой управляющей силы); на фиг.6 расположение руля относительно питающего газовода (случай создания управляющей силы, заданной величины и знака); на фиг. 7 расположение руля относительно питающего газовода (случай создания максимальной управляющей силы); на фиг.8 поперечное сечение руля. Figure 1 shows a rocket at the time of declination, after a vertical launch; figure 2 rocket at the time of control in flight along the path; figure 3 illustrates the change in the magnitude of the control force from the angle of deviation of the steering wheel; in FIG. 4 layout diagram of a combined aero-jet device; in FIG. 5 the location of the steering wheel relative to the supply gas duct (the case of creating a zero control force); Fig.6 the location of the steering wheel relative to the supply gas duct (the case of creating a control force, a given value and sign); in FIG. 7 the location of the steering wheel relative to the supply gas duct (the case of creating the maximum control force); Fig.8 is a cross section of the steering wheel.

При вертикальном старте для склонения ракеты в любом направлении на угол ε1 (ε 2) от вертикали используется в основном реактивная составляющая предложенного выше способа управления ракетой. In a vertical launch, for the inclination of the rocket in any direction at an angle ε1 (ε 2) from the vertical, the reactive component of the rocket control method proposed above is mainly used.

При полете ракеты по траектории система управления определяет величину потребного угла разворота ракеты ε3. When flying a rocket along a trajectory, the control system determines the value of the required angle of rotation of the rocket ε3.

При малых величинах скоростного напора возможность поворота ракеты на цель за счет аэродинамических органов управления составляет величину β что недостаточно для поражения цели. В этом случае применяется способ аэрореактивного управления, обеспечивающий с помощью комбинированного аэрореактивного устройства использование полной энергии реактивных струй для достижения требуемого угла склонения ε3. With small values of velocity head, the ability to rotate a rocket at a target due to aerodynamic controls is β, which is not enough to hit a target. In this case, the aero-reactive control method is applied, which ensures, using a combined aero-reactive device, to use the full energy of the jet jets to achieve the desired declination angle ε3.

Для управления аэрореактивным способом в алгоритм управления вводится зависимость величины управляющей реактивной силы R каждого сопла от угла отклонения руля δ (см.фиг.3). To control the aero-reactive method, the dependence of the control reactive force R of each nozzle on the steering angle δ is introduced into the control algorithm (see Fig. 3).

Изобретение реализует разворот ракеты на цель после вертикального старта до запуска маршевого двигателя, что позволяет исключить "мертвые зоны" в дистанции перехвата. Способ позволяет применить его и на удалении от точки пуска, где аэродинамические силы обычно недостаточны для энергичного маневрирования вследствие малой скорости или большой высоты полета. Одновременно с разворотом продольной оси ракеты на цель предлагаемый способ управления осуществляет разворот ракеты по крену в положение, необходимое для функционирования бортовых радиосистем за счет дифференциального отклонения рулей. The invention implements a turn of the rocket to the target after a vertical launch before the launch of the main engine, which eliminates the "dead zones" in the interception distance. The method allows its use even at a distance from the launch point, where aerodynamic forces are usually insufficient for vigorous maneuvering due to the low speed or high altitude. Simultaneously with the rotation of the longitudinal axis of the rocket to the target, the proposed control method rotates the rocket along the roll to the position necessary for the functioning of the onboard radio systems due to the differential deflection of the rudders.

Такой способ управления может быть осуществлен комбинированным аэрореактивным устройством новой конструкции, содержащим аэродинамические рули, источник газа с питающими газоводами и газоструйные распределители, расположенные в корпусе каждого руля и отклоняемые с помощью единого привода. Such a control method can be carried out by a new design combined aero-reactive device containing aerodynamic rudders, a gas source with supply gas ducts and gas-jet distributors located in the housing of each steering wheel and rejected by a single drive.

Отличие комбинированного аэрореактивного устройства, позволяющее осуществить новый способ управления, состоит в том, что два сопла, создающие реактивную тягу, расположены перпендикулярно боковой поверхности аэродинамического руля, при этом оси их двух приемных отверстий, выполненных на нижней торцовой поверхности руля и разделенных перемычкой, как и ось выходного отверстия питающего газовода, расположенного на корпусе ракеты, смещены относительно оси вращения руля, что позволяет при повороте руля за счет перераспределения площадей питающих и приемных отверстий, пропорционального углу поворота рулей, регулировать тягу и создавать суммарные управляющие аэрореактивные моменты как при симметричном, так и при дифференциальном отклонении рулей путем сложения сил от аэродинамических рулей и реактивной тяги. The difference between the combined aero-jet device and the new control method is that the two nozzles creating jet thrust are located perpendicular to the lateral surface of the aerodynamic steering wheel, while the axes of their two receiving holes are made on the lower end surface of the steering wheel and are separated by a jumper, just like the axis of the outlet of the supply gas duct located on the rocket body is shifted relative to the axis of rotation of the rudder, which allows the rudder to be rotated due to the redistribution of areas the flowing and receiving holes, proportional to the angle of rotation of the rudders, to regulate the thrust and create total control aero-reactive moments with both symmetrical and differential deviation of the rudders by adding forces from aerodynamic rudders and jet thrust.

Источник газа может быть выполнен либо в виде газового аккумулятора давления, либо в виде газогенератора жидкого или твердого топлива с моноимпульсным или многоимпульсным зарядами, обеспечивающими многоразовость запуска системы. The gas source can be made either in the form of a gas pressure accumulator, or in the form of a gas generator of liquid or solid fuel with monopulse or multipulse charges, providing multiple launch of the system.

Комбинированное аэрореактивное устройство содержит источник газа 1 в корпусе ракеты 2, газовод 3, подвижную герметизирующую втулку 4, сопла газораспределителя 5, аэродинамический руль 6 с осью 7, рулевой привод 8 и защитную эрозионностойкую накладку 9. The combined aero-reactive device contains a gas source 1 in the rocket body 2, a gas duct 3, a movable sealing sleeve 4, a gas distributor nozzle 5, an aerodynamic steering wheel 6 with an axis 7, a steering gear 8 and a protective erosion-resistant pad 9.

Конструктивно система подачи газа к нулю выполнена так, что газ от источника 1 подается по газоводу 3 на внешнюю поверхность корпуса ракеты 2. Газовод оканчивается подвижной герметизирующей втулкой 4 и защитной накладкой 9. Газоструйный распределитель, установленный в корпусе руля 6, имеет два коленообразных патрубка-газовода 11, каждый из которых заканчивается своим соплом 5 (левым и правым), плоскость среза которого расположена на боковой поверхности руля. Приемные отверстия газоводов газоструйного распределителя расположены на торце нижней плоскости руля и разделены перемычкой 10. Structurally, the gas supply system to zero is designed so that gas from the source 1 is supplied through the gas duct 3 to the outer surface of the rocket body 2. The gas duct terminates in a movable sealing sleeve 4 and a protective pad 9. The gas-jet distributor installed in the steering wheel housing 6 has two elbow nozzles - gas duct 11, each of which ends with its nozzle 5 (left and right), the cut plane of which is located on the side surface of the steering wheel. The receiving holes of the gas ducts of the gas-jet distributor are located at the end of the lower plane of the steering wheel and are separated by a jumper 10.

Комбинированное аэрореактивное устройство работает следующим образом. Combined aeroreactive device operates as follows.

Газ, протекая по газоводу, прижимает (за счет перепада давления) подвижную втулку 4 к приемным отверстиям патрубков-газоводов газоструйного устройства, при этом подвижное соединение корпус-руль герметизировано втулкой 4, обтюрирующей зазор между корпусом ракеты и рулем. При нулевом положении руля газ симметрично поступает в оба приемных отверстия патрубков-газоводов газоструйного распределителя и при истечении через левое и правое сопла создает нулевую результирующую реактивную силу. Система управления, определяющая величину потребной управляющей силы и ее направление, подает команду на отклонение руля, руль отклоняется приводом 8 на требуемый угол, в результате чего положения двух приемных отверстий смещаются относительно отверстия питающего газовода и происходит соответствующее перераспределение площадей приемных отверстий газоводов газоструйного распределителя. При этом (фиг.6) газ начинает поступать в преобладающем количестве через правый газовод к левому соплу, результирующая реактивная сила, создаваемая соплами, действует в том же направлении, что и аэродинамическая сила руля. Gas flowing through the gas duct presses (due to the pressure differential) the movable sleeve 4 to the receiving holes of the gas ducts of the gas-jet device, while the movable housing-rudder connection is sealed by a sleeve 4, which seals the gap between the rocket body and the steering wheel. When the steering wheel is in the zero position, gas flows symmetrically into both receiving holes of the gas ducts of the gas-jet distributor and, when it flows through the left and right nozzles, creates a net resulting reactive force. The control system that determines the magnitude of the required control force and its direction gives the command to deviate the steering wheel, the steering wheel is deflected by the actuator 8 by the required angle, as a result of which the positions of the two receiving holes are shifted relative to the opening of the supply gas duct and a corresponding redistribution of the areas of the receiving holes of the gas ducts of the gas-jet distributor occurs. At the same time (Fig.6), gas begins to flow in a predominant amount through the right gas duct to the left nozzle, the resulting reactive force created by the nozzles acts in the same direction as the aerodynamic force of the rudder.

Для защиты корпуса ракеты от воздействия газа, образующегося при утечках через подвижное соединение корпус-руль, установлена специальная эрозионностойкая накладка 9 (см. на фиг.5, 6, 7). Максимальная реактивная сила достигается при совмещении осей приемного и подводящего отверстий при углах отклонения руля около 10^о.To protect the rocket body from the effects of gas generated during leaks through the movable housing-steering wheel connection, a special erosion-resistant pad 9 is installed (see Figs. 5, 6, 7). The maximum reactive force is achieved by combining the axes of the receiving and supplying holes at angles of steering deviation of about 10 ^about .

Claims

1. A method of controlling a rocket based on determining the magnitude of the required reactive force to force maneuver the rocket after ejecting it from the launch device and creating reactive force on the aerodynamic rudders of the required level and direction using a separate gas source, characterized in that after the ejection of the rocket from the launch device before the main engine starts, the mismatch between the required and actual position of the rocket axes is determined by pitch, heading and roll, then necessary for to confirm the established mismatch, the rudder angles and when the rocket is removed from the launcher or launcher at a safe distance are given a command to turn on a separate gas source and to the steering drives to rotate each rudder to the required angle and create a control reactive force perpendicular to the side surface of the rudder the same side as the aerodynamic force, adjusting the thrust of the gas jets flowing perpendicular to the side surface of the steering wheel by turning the steering wheels with simultaneous by digging the outlet opening of the supply gas duct and the receiving opening of the gas-jet distributor and ensuring the rotation of the rocket axes in the required direction to eliminate the mismatch of the rocket axes in pitch, heading and roll, after zeroing the mismatch, a command is sent to the steering gears to turn the steering wheels to zero and terminate the reactive control forces and to start the marching engine.

2. A device for controlling a rocket, comprising a control unit, a separate gas source with supply gas ducts, aerodynamic rudders with steering gears, equipped with gas-jet distributors with nozzles located in the steering wheel housing, characterized in that the two nozzles creating jet propulsion on each steering wheel are located perpendicular to the lateral surface of the steering wheel, and the nozzle sections are rotated 180 ^° relative to each other and connected by elbow nozzles of the gas-jet distributor with receiving holes separated by a torch and located on the lower end surface of the rudder adjacent to the rocket body, opposite the outlet of the supply gas duct located in the rocket body and connected to separate gas sources, while the axis of the outlet of the supply gas duct and the axis of the receiving holes of the gas-jet displacement distributor relative to the axis of rotation of the steering wheel for adjusting the magnitude of the reactive force by turning the steering wheel in the same way as when adjusting the magnitude of the aerodynamic force using a single steering gear, in the output about a movable sleeve for covering the gap between the rocket body and the receiving holes of the gas-jet distributor, the rocket body is protected from the influence of gas falling into the gap with an erosion-resistant pad.

3. The device according to p. 2, characterized in that the gas source is made in the form of a gas pressure accumulator.

4. The device according to p. 2, characterized in that the gas source is made in the form of a gas generator for liquid fuel.

5. The device according to p. 2, characterized in that the gas source is made in the form of a gas generator on solid fuel monopulse action.

6. The device according to p. 2, characterized in that the gas source is made in the form of a gas generator on solid fuel multipulse action.