RU2544447C1 - Способ полета вращающейся ракеты - Google Patents

Abstract

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в крылатых ракетах (КР). Разгоняют вращающуюся ракету до маршевой скорости с помощью твердотопливного отделяемого стартового ускорителя, поддерживают маршевую скорость тягой малогабаритного одноразового турбореактивного двигателя, закручивают и поддерживают режим вращения вокруг оси крена с помощью скошенных относительно продольной оси хвостовых стабилизаторов и/или газодинамической насадки на турбореактивном двигателе, формируют аэродинамическую подъемную силу в режиме вращения с помощью n-пар малогабаритных складывающихся крыльев. Изобретение позволяет увеличить дальность полета КР. 2 ил.

Description

Предлагаемое изобретение относится к области точного оружия (ТО) и касается новой его разновидности в виде гибрида вращающейся ракеты (BP) и крылатой ракеты (КР). В настоящее время известны неуправляемые BP с коррекцией их движения по углам прицеливания (используются, например, в реактивной системе залпового огня «Смерч») и управляемые BP: одноканальные вращающиеся зенитные управляемые ракеты (ВЗУР), например «Стингер», «Стрела», «Игла», «Мистраль» и другие BP, например противотанковые.

История развития ракет военного назначения началась во время 2-й мировой войны, когда немецкие инженеры создали первые в мире ракеты, оснащенные системами навигации и автоматического пилотирования ФАУ-2. После войны эта область оружия получила бурное развитие и были созданы ракеты различного класса и назначения. Несмотря на все их отличия общим принципом полета всех видов ракет является формирование реактивной тяги с коэффициентом тяги (КТ) больше единицы (КТ есть отношение тяги к стартовому весу). Таким образом, ракете в отличие от летательных аппаратов (ЛА) других типов с КТ меньше единицы не требуется формировать аэродинамическую подъемную силу, и компенсация вектора силы гравитации на активной части ее траектории происходит за счет вертикальной составляющей вектора тяги, а на пассивной после выгорания топлива компенсации силы гравитации больше нет и ракета продолжает движение, но уже не движется вверх или горизонтально по курсу, а вперед и вниз по параболе.

При разработке любого типа летательного аппарата (ЛА), включая ракеты, еще на стадии исследований и опытного проектирования, кроме задачи безусловного обеспечения формирования подъемной силы перед разработчиками встают многие задачи поиска технических решений (TP), важнейшими из которых являются обеспечение стабилизации угловых положений на старте, стабилизация ракеты и обеспечение управляемости в полете без потери устойчивости движения во всех заданных штатных режимах при учете всех возможных внутренних и внешних возмущающих воздействий.

По мере развития ракетной техники и решений обозначенных задач с позиций механики полета, принципов обеспечения устойчивости и управляемости движения все известные ракеты, несмотря на кажущееся их многообразие, можно разделить всего на две группы: ракеты с 6-ю степенями свободного движения и ракеты с 5-ю степенями свободы, стабилизированные по 6-й вращением вокруг оси крена. Ракеты с 6-ю степенями свободы (назовем их невращающимися - HP) и BP существенно отличаются по механике движения, принципам обеспечения устойчивости и управляемости движения. HP имеют значительно более сложные принципы построения, более сложные системы стабилизации, автоматического пилотирования, самонаведения на цель, что вызвано необходимостью обеспечить стабилизацию угловых положений вокруг 3-х осей, крена, курса и тангажа и управлять движением также по 3-м координатам, что требует выработки большого количества управляющих сил и моментов. BP имеют естественную стабилизацию без затрат технических средств за счет гиростабилизирующего момента вращающегося корпуса, а управляются намного проще по одному каналу, поэтому они получили название одноканальных.

Наиболее широкое развитие и распространение получили HP, от тяжелых баллистических ракет до ракет малого калибра, различного назначения и областей применения в качестве носителей ядерного оружия, кассетных боевых элементов индивидуального самонаведения, ракет классов «земля-земля», «воздух-воздух», морского базирования, тактические ракеты входят в состав разведывательно-ударных комплексов (РУК), существуют HP малого, среднего и дальнего радиуса действия. Из всего многообразия HP особое значение имеют крылатые ракеты (КР) различного базирования и радиуса действия. КР характеризуются высокой вероятностью поражения широкого спектра целей, пуск КР практически не фиксируется современными средствами предупреждения о ракетном нападении, а массированное применение КР даже с обычной неядерной боевой частью (БЧ) по результатам поражающего действия сопоставимо с применением ядерного оружия. Однако все известные КР выполняются с 6-ю степенями свободы как HP и имеют в связи с этим повышенную сложность систем стабилизации и управления и большие затраты технических средств для реализации способов полета, стабилизации и управления по 6-ти степеням свободы пространственного движения, что в свою очередь увеличивает стоимость, собственные веса и габариты как самой ракеты, так и пусковых установок (ПУ).

Менее известны и имеют ограниченные области применения BP, в основном, в качестве зенитных малокалиберных ракет для стрельбы по низколетящим воздушным целям и в качестве противотанковых ракет. Но BP имеют ряд существенных преимуществ перед HP: простота стабилизации без затрат технических средств, одноканальное управление, большой запас устойчивости движения во всех режимах полета, малые собственные веса и габариты как самой ракеты, так и ПУ.

Ввиду отсутствия разнообразия BP как близким TP к заявленному, так и наиболее близким TP является способ полета ВЗУР (1, 2). Известный способ полета основан на разгоне ВЗУР реактивной тягой твердотопливного двигателя с КТ больше единицы, одновременной закрутке вокруг оси крена и стабилизации ее пространственного движения поддержанием вращения за счет гиростабилизирующего момента вращающегося корпуса, одноканальном управлении движением ракеты в режиме вращения посредством синхронной по частоте и фазе вращения сменой закладки рулей по знаку угла атаки. Известный способ полета не требует формирования аэродинамической подъемной силы, так как вертикальная компонента вектора тяги достаточна для движения ракеты с любым углом возвышения вплоть до 90°. Однако это преимущество имеет и «обратную сторону медали»: при большом КТ нет необходимости формировать аэродинамическую подъемную силу, но чем больше тяга, тем больше скорость горения топлива, тем кратковременнее активная часть траектории и меньше радиус действия ракеты. Кроме того, в твердое топливо входит и окислитель, хотя для ракет не выходящих за пределы атмосферы окислитель можно на борт не брать, а забирать его из атмосферы, установив на вращающейся ракете по принципу обычной крылатой HP малогабаритный одноразовый турбореактивный двигатель (ОТРД). Это позволит значительно увеличить дальность полета BP и соответственно расширить области применения BP, например, в качестве вращающейся КР (ВКР), объединив такие преимущества BP, как простота стабилизации и управления, малые веса и габариты, с преимуществами крылатых ракет, то есть, эффективностью поражения целей на дальних дистанциях и скрытным подходом к целям на низких и сверхнизких высотах вне зоны обнаружения радиолокационных систем противника.

Целью заявленного способа полета является увеличение дальности полета и расширение областей применения BP. Указанные цели достигаются тем, что в способе полета BP, основанном на разгоне ракеты реактивной тягой, закрутке ее вокруг оси крена и стабилизации вращением, одноканальном управлении в режиме вращения посредством синхронного по частоте и фазе вращения переключения закладки рулей по знаку угла атаки, сначала закручивают и разгоняют ракету до маршевой скорости с помощью твердотопливного стартового ускорителя, а затем поддерживают маршевую скорость тягой малогабаритного ОТРД, поддерживают режим вращения скошенными относительно продольной оси ракеты хвостовыми стабилизаторами или с помощью газодинамической насадки на сопло ОТРД и формируют аэродинамическую подъемную силу в режиме вращения путем синхронного по частоте и последовательного по фазе совокупного переключения n-пар малогабаритных складывающихся крыльев, расположенных по углу крена с шагом $$\frac{2\pi }{n}$$

, а вдоль продольной оси ракеты - симметрично относительно центра ее масс по дискретной спирали с направлением закручивания, совпадающим с направлением вращения ракеты.

Таким образом, в заявленном TP способе подъемную силу формируют за счет тяги твердотопливного двигателя только на разгонной части траектории, а далее полет BP происходит за счет формирования аэродинамической подъемной силы выше изложенным способом. Такой принцип формирования подъемной силы в режиме вращения в настоящее время неизвестен. Именно введение в предложенный способ полета данного признака позволяет получить заявленные скачкообразные положительные эффекты: резкое качественное увеличение дальности полета BP и перспективное направление дальнейшего развития BP для применения их в качестве крылатых ракет дальнего радиуса действия при сохранении устойчивости движения без затрат технических средств, компактности, малых собственного веса и калибра, уменьшение которого ограничено только массогабаритами известных ОТРД. В перспективе при разработке таких ВКР достаточно малых калибров и веса их можно будет использовать в составе реактивных систем залпового огня ВКР индивидуального наведения для поражения скоплений целей противника на дальних дистанциях. Известно, что все BP, управляемые в режиме вращения, движутся по спирали даже при нулевом коэффициенте команды (КК), потому что вектор управляющей силы вращается вместе с ракетой, см. (2). Из сверхзвуковой аэродинамики известно, что на скоростях ракеты выше скорости звука в носовой части в точке ее заострения возникают ударные волны или поверхности сильных разрывов (скачки уплотнения), для отвода которых от ракеты заострение затупляют и на него устанавливают спиральную аэродинамическую насадку (АДН). Кроме того, если на ракете установлена оптическая головка самонаведения (ОГС), надо не только отвести скачки уплотнения, но и предотвратить разогрев обтекателя ОГС, иначе возникнет мешающий фон инфракрасного излучения, который может ослепить инфракрасный канал и забить полезный сигнал от цели и даже изощренная фильтрация фонов не поможет его выделить. Вращение поможет решению и этих проблем, которые для ВЗУР «Игла», имеющей маршевую скорость порядка 600 м/с, успешно решены установкой на обтекателе ОГС спиральной АДН. Таким образом, ВКР получит много преимуществ по сравнению с обычной невращающейся КР. Благодаря новой совокупности приобретенных полезных свойств на ВКР можно будет использовать два канала наведения, оптический и радиолокационный, а механическое вращение возможно использовать для сканирования подстилающей поверхности упрощенной антенной без фазовой решетки. Все перечисленные достоинства вызваны тем, что спиралевидное вращательное движение по своей природе имеет преимущества перед поступательным и даст разработчикам ВКР более богатые возможности решения многих задач проектирования ВКР, хотя основное и самое важное достоинство способа полета в режиме вращения - это обеспечение устойчивости движения без затрат технических средств, которые весьма значительны при полете HP, и этот фактор при прочих равных условиях увеличивает собственный вес и габариты известных КР.

На Фиг.1 представлен рисунок ВКР, как один из вариантов реализации предложенного способа полета BP; на Фиг.2 укрупненная функциональная схема, поясняющая принцип функционирования ракеты в части управления и формирования аэродинамической подъемной силы в режиме вращения.

На Фиг.1 обозначены: стартовый ускоритель 1 с ГДН 2; корпус 3 маршевой ступени ракеты; малогабаритный ОТРД 4; ГДН 5; складывающийся воздухозаборник 6; три пары складывающихся крыльев 7, 8, 9; рули 10; АДН 11.

На Фиг.2 обозначены: автопилот (АП) 1, совмещенный с блоком навигации; гироскоп 2-1 крена, вокруг которого вращается датчик 2-2 опорных сигналов; усилители мощности 3, 4, 5, 6; приводы 11, 12, 13 крыльев 7, 8, 9; привод 14 рулей 10 (для удобства восприятия нумерация крыльев и рулей на Фиг.1 и Фиг.2 совпадает).

Способ полета ВКР на Фиг.1, 2 функционирует следующим образом. В исходном состоянии ВКР снаряжена, установлена в транспортно-пусковой контейнер и прошла предстартовую подготовку, в ходе которой в память блока навигации введены координаты цели и траектория подхода к ней. По команде «пуск» срабатывает вышибной заряд, ВКР выходит из пусковой трубы, после чего срабатывает стартовый ускоритель 1, который разгоняет ракету и одновременно закручивает ее вокруг оси крена благодаря действию на реактивную струю ГДН 2. После выработки топлива в ускорителе срабатывают пирозамки (на рис.1 они не показаны, так как это типовые элементы любой ракеты) и ускоритель 1 отделяется от маршевой ступени ВКР. После отделения ускорителя подаются команды на разблокирование складывающегося воздухозаборника 6, складывающихся крыльев 7, 8, 9 и рулей 10 и на запуск ОТРД 4. Элементы воздухозаборника 6, крылья 7, 8, 9 и рули 10 выходят из пазов и фиксируются в рабочем положении. В соответствии с полетным заданием АП 1 начинает формировать одноканальный сигнал управления (СУ), используя для этого опорный «меандр» sign sinωt частоты вращения ω ракеты, t - время, и цифровой опорный сигнал, унитарным числоимпульсным кодом представляющий единичный модуль вектора коэффициента команды (КК) интеграла единичной функции sinωt. Способы формирования СУ одноканальной вращающейся ракеты см. (3), пример датчика см. (4). СУ с АП 1 поступает на усилитель мощности 6 и затем на рулевой привод 14. При соответствии траектории ракеты, заданной в ее памяти полетным заданием, АП подает СУ с нулевыми компонентами модуля и фазы вектора КК, а когда ВКР отклоняется от своей траектории, подается КК, возвращающий ВКР на свою траекторию. В том и другом случае рули 10 переключаются синхронно по частоте и фазе вращения ВКР по знаку угла атаки, изменяется закон переключения для задания модуля и фазы КК. Одновременно датчик 2-2, вращающийся вокруг гироскопа 2-1 крена, формирует три опорных «меандра», сдвинутых между собой по фазе на 120° и начальной фазой, то есть начальным отсчетом, соответствующим вертикальной фазе плоскости идеальных крыльев (ПИК). Эти «меандры» поступают на входы усилителей мощности 3, 4, 5 и далее на приводы 11, 12, 13 крыльев 7, 8, 9, которые расположены вдоль продольной оси корпуса ВКР симметрично относительно центра масс и по дискретной спирали со сдвигом по углу крена 120, направление закручивания которой совпадает с направлением вращения ВКР. Приводы 11, 12, 13 переключают по знаку угла атаки последовательно 3 раза за оборот крылья 7, 8, 9, в результате чего все результирующие векторы подъемной силы суммируются, интегрально формируя подъемную силу. Как известно из аэродинамики, подъемная сила пропорциональна плотности воздуха, площади крыла, скорости циркуляции потока. Для ВКР важно получить максимально возможную подъемную силу при минимально возможной площади крыльев, чтобы уменьшить число каналов ее формирования. Поэтому маршевая скорость ВКР должна быть не менее 600 м/с, углы атаки близки к критическим, а профиль крыльев должен обеспечивать возбужденную завихренность потока, что значительно повышает подъемную силу.

Решения всех перечисленных задач проектирования ВКР для реализации заявленного способа полета BP известны и освоены в авиации и ракетной технике. Способ управления в режиме вращения, способы формирования СУ для BP известны из теории и практики проектирования ВЗУР, TP датчиков и формирования предложенных опорных сигналов известны, и источники указаны в тексте и перечне использованной литературы. Таким образом, решение заявленного способа полета BP соответствует критерию промышленной применимости. Новизна решения и его неочевидность показаны выше. Ожидаемые технические результаты: повышение дальности радиуса действия BP для поражения удаленных целей противника и расширение областей применения BP.

ПЕРЕЧЕНЬ ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ

1. Красовский А.А. и другие. Основы теории и проектирования вращающихся одноканальных управляемых ракет. ВВИА им. Жуковского, 1963.

2. Технические описания ПЗРК 9К32М и 9К38М. Технические описания изделий 9Э46 и 9Э410 (ВЗУР «Стрела», «Игла» - аналоги и прототип).

3. СССР, А.с. №№298319, 265518, 323169.

4. СССР, А.с. №№265518, 297567.

ПЕРЕЧЕНЬ ИСПОЛЬЗОВАННЫХ СОКРАЩЕНИЙ

BP - вращающаяся ракета; HP - невращающаяся ракета; КР - крылатая ракета; ВКР - вращающаяся крылатая ракета; ВЗУР - вращающаяся зенитная управляемая ракета; ТО - точное оружие; КТ - коэффициент тяги; КК - коэффициент команды; ЛА - летательный аппарат; ТР - техническое решение; БЧ - боевая часть; ПУ - пусковая установка; ОТРД - одноразовый турбореактивный двигатель; АДН - аэродинамическая насадка; ГДН - газодинамическая насадка; ОГС - оптическая головка самонаведения; АП - автопилот; СУ - сигнал управления; ПИК - плоскость идеальных крыльев.

Claims (1)

1. Способ полета вращающейся ракеты, основанный на разгоне ее реактивной тягой, закрутке и поддержании режима вращения вокруг оси крена, стабилизации вращением и одноканальном управлении пространственным движением в режиме вращения, отличающийся тем, что с целью увеличения дальности полета и расширения областей применения сначала закручивают и разгоняют ракету до маршевой скорости с помощью твердотопливного отделяемого стартового ускорителя, а затем поддерживают маршевую скорость тягой малогабаритного одноразового турбореактивного двигателя, поддерживают режим вращения с помощью газодинамической насадки, которую устанавливают на сопло турбореактивного двигателя и/или с помощью скошенных относительно продольной оси хвостовых стабилизаторов, и формируют аэродинамическую подъемную силу в режиме вращения посредством последовательного по текущей фазе вращения ракеты совокупного переключения закладки по знаку угла атаки n-пар малогабаритных складывающихся крыльев, которые располагают по углу крена с шагом $$\frac{2\pi }{n}$$

   

   , а вдоль продольной оси ракеты - симметрично относительно ее центра масс по дискретной спирали, а направление закручивания спирали выбирают совпадающим с направлением вращения ракеты.

Images