RU35881U1 - Вращающаяся управляемая ракета - Google Patents

Description

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

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.

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) -,

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.

Данный неуправляемый снаряд по патенту РФ J 2166178, имеющий из оперения только хвостовые стабилизаторы, является статически устойчивым

2

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

давления по различным поперечным сечениям и по фотоснимкам спектров

обтекания корпуса модели в аэродинамической трубе, при углах а 6° -е- 8°, близких к балансировочным углам предлагаемой управляемой ракеты при

максимальной команде управления, начало отрыва потока и начало образования вихревой системы за моделью составляет X отр - калибров

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

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.

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 модели при уменьшалась на 20 - 30% при числах М 0,6 ,3, на 10 - 15% при сверхзвуковых числах М 1,3, по сравнению со скоростью вращения при а 0.

Для управляемой ракеты с ОСУ, полет которой проходит при а О, такого уменьшения скорости вращения допускать нельзя, поэтому установленные под углом к продольной оси корпуса консоли хвостового стабилизатора,

выполненные с несимметричным профилем, т.е. со скосами около передней и задней кромок на сторонах консолей, обращенных в сторону вращения ракеты, не могут обеспечить требуемый диапазон изменения скорости вращения управляемой ракеты.

-Кроме того, отношение угла установки консоли (лопасти) ауст. к углу

скоса кромок фск, равное .- (0,02 0.03) H/d неприемлемо для управляете..

мой ракеты. Наличие аэродинамических рулей и дестабилизаторов ведет к относительному увеличению коэффициента момента демпфирования по крену, поэтому отношение - будет больше за счет большего установочного

угла консолей. Отношение - могло бы уменьшиться за счет увеличения

угла скоса фск., но угол фск. для заднего скоса не может быть больше фск.з , так как при фск.з 12° на заднем скосе возникает отрыв потока в диапазоне чисел М 1,7-7-2,2, соответствуюших скорости полета ракеты на основном маршевом участке траектории (Краснов М.Ф. и др. Аэродинамика отрывных течений. - М.: «Высшая школа. - 1988. - с. 48-51), и эффективность по крену такого скоса резко уменьшается. На переднем скосе угол не должен превышать фскп 17°, т.к. при М 1,7 и фскп 17° происходит отход скачка уплотнения (Кибардин Ю.А. и др. Атлас газодинамических функций при больпшх скоростях и высоких температурах воздушного потока. М.: «Госэнергоиздат. - 1961. - с. 182-183), и тогда эффективность по крену переднего скоса будет уменьшаться.

Таким образом, стабилизатор скорости вращения неуправляемого снаряда в виде консолей (лопастей) стабилизатора, установленных под углом к продольной оси корпуса и выполненных с несимметричным профилем за счет скосов у передней и задней кромок, не может быть использован на врашаюш:ейся управляемой ракете.

Если диапазон изменЬния скорости враш;ения неуправляемого снаряда по патенту № 2166178 ограничен только резонансными частотами: снизу частота вращения ограничена частотой собственных колебаний снаряда вокруг поперечных осей (fz « 8 - 10 Гц), а сверху частотой изгибных колебаний корпуса (Гк 100 Гц), и на этом снаряде можно допустить и срыв потока на заднем скосе, и отход скачка уплотнения на переднем скосе, то на управляемой ракете, имеющей жесткие требования по скорости вращения с относительно малым диапазоном изменения (fx 12 ч- 20 Гц, т.е. fx 12 - 20 об/с), этих явлений нельзя допускать, т.к. скорость вращения управляемой ракеты связана с быстродействием рулевого привода, и несоответствие частоты

вращения ракеты требованиям по этой частоте может нриводить к фазовым перекосам в управлении и уменьшению точности наведения ракеты в цель.

Целью заявленного предложения является повышение точности наведения управляемой ракеты в цель путем стабилизации скорости вращения управляемой ракеты в широком диапазоне изменения скорости полета от дозвуковой до сверхзвуковой при изменении углов атаки от нулевого до балансировочных без увеличения веса и габаритов ракеты, без усложнения ее системы управления.

Поставленная цель достигается тем, что в известной ракете, содержащей корпус с расположенным в нем боевым отсеком, реактивным двигателем и хвостовым стабилизатором с раскрывающимися консолями, установленными под углом к продольной оси корпуса, а также элементы стабилизации скорости вращения ракеты вокруг продольной оси, элементы стабилизации скорости вращения ракеты выполнены в виде дестабилизаторов, консоли которых установлены под углом к продольной оси корпуса и имеют несимметричный профиль за счет скосов у передних и задних кромок консолей, выполненных на поверхностях, обращенных в сторону вращения ракеты, при этом угол скоса у задней кромки каждой консоли дестабилизаторов составляет 5°-i-12°, а отношение угла скоса у передней кромки к углу установки каждой консоли дестабилизаторов составляет 5-Т-16.

Сушность предложения поясняется чертежами и графиками, где

на фиг.1 изображен общий вид ракеты с оперением (геометрический чертеж);

на фиг.2 изображен вид на ракету с носа - вид А;

на фиг.З показано поперечное сечение консоли хвостового стабилизатора;

на фиг.4 показано поперечное сечение консоли дестабилизаторов;

на фиг.З приведены графики изменения коэффициентов момента крена Шх ракеты и ее отдельных элементов по числам М;

Предлагаемая ракета (фиг. 1 и 2), скомпонованная по аэродинамической схеме «утка, содержит корпус 1 с расположенными в нем боевым отсеком 2, реактивным двигателем 3 и хвостовым стабилизатором 4, консоли которого установлены под углом 5кр к продольной оси корпуса, при этом профиль консолей стабилизатора выполнен симметричным (фиг.З). В передней части корпуса установлены аэродинамические рули 5 рулевого привода ракеты. Две консоли рулей, связанные одной стойкой (осью), отклонены на угол 5кр для создания управляющей силы, а следовательно, управляющего момента ракеты относительно ее центра масс. Т.к. система управления вращающейся ракеты одноканальная, то рулевой привод ракеты должен обладать высоким быстродействием, т.е. иметь малое время переброса рулей из одного положения в другое, противоположное по знаку.

На передней части корпуса, перпевдикулярно плоскости рулей установлены дестабилизаторы 6, являющиеся элементом стабилизации скорости вращения ракеты за счет установки консолей дестабилизаторов под углом к продольной оси корпуса 6д и несимметричного трапециевидного профиля консолей, выполненного за счет скосов у передних с углом фп и задних с углом фз кромок консолей, выполненных на стороне каждой консоли, обращенной в сторону вращения ракеты (см. фиг.1 и 4). Угол скоса у задней кромки каждой консоли дестабилизаторов составляет фск.з 5° ч- 12°, а отношение угла скоса у передней кромки к углу установки консолей дестабилизаторов составляет фск.п. / 5д 5 -ь 16.

Дестабилизаторы расположены на передней части корпуса, не далее, чем 4 калибра от начала цилиндрической части корпуса, где пограничного слоя еще мала, и в области малых и умеренных углов атаки нет условий для его отрыва в этом месте, в отличие от хвостовой части корпуса, где расположены стабилизаторы (Петров К.П. Аэродинамика ракет. М.: «Машиностроение.-1977. - с. 27-30). Поэтому эффективность по крену консолей дестабилизаторов, установленных под углом к продольной оси корпуса И выполненных с несимметричным профилем, для управляемой ракеты,

имеющей углы атаки от до абал 6°-г8°, не уменьшается по углам атаки, по сравнению с эффективностью при , и даже, наоборот, несколько возрастает.

Как показали эксперименты на вращающихся моделях управляемой ракеты в аэродинамических трубах, полная компоновка вращающейся модели в схеме утка (корпус + стабилизаторы + рули + дестабилизаторы), в которой консоли стабилизаторов с симметричным профилем имеют установочный угол относительно продольной оси корпуса, а консоли дестабилизаторов с несимметричным трапециевидным профилем имеют свой установочный угол относительно продольной оси корпуса, скорость вращения модели при а 6°-:-8°, по сравнению со скоростью вращения при а О, при числах ,6-4-1,3 больше на 10-ь20%, а при числах ,3 скорость вращения модели почти не меняется в диапазоне а Он-8°. Т.к. дозвуковые и трансзвуковые скорости полета (,6-i-l,3) управляемая ракета проходит на участке разгона, полет на котором неустановившийся, то практически полет ракеты проходит с колебаниями не только по углам атаки, но и с отклонением продольной оси ракеты от мгновенной оси вращения ракеты, что несколько увеличивает момент инерции ракеты относительно мгновенной оси вращения, что снижает скорость вращения ракеты. Поэтому скорость вращения реальной

управляемой ракеты, по сравнению со скоростью вращения ее модели в аэродинамической трубе, не будет иметь превышение скорости вращения на углах атаки , по сравнению со скоростью вращения при а 0. На основном маршевом участке траектории полета, где скорость ракеты сверхзвуковая (,7) и меняется мало по времени, полет ракеты установившийся, ракета летит более спокойно, поэтому скорость вращения ракеты, как и модели, почти не меняется по углам атаки. На пассивном участке траектории полета управляемой ракеты, где полет ракеты можно считать установившимся (скорость полета V уменьшается медленно, массовые, центровочные и инерционШ Л

8

ные характеристики ракеты не меняются), при ,3 скорость вращения ракеты при а 6°- 8°град. может быть больше на 10-20%, чем при а 0. Такое сравнительно небольшое увеличение скорости вращения может быть компенсировано некоторым уменьшением установочного угла консолей дестабилизаторов с тем, чтобы общий диапазон изменения скорости вращения ракеты не выходил за пределы требуемой.

В предлагаемой управляемой ракете угол скоса у задней кромки каждой консоли дестабилизаторов составляет фск. j 5°н-12°. Максимальное значение фск. 3 max 12 ограничено тем условием, чтобы поток на скосе, как на обратном клине, в диапазоне чисел ,,2, соответствующих скорости полета ракеты на основном маршевом участке траектории, был безотрывным. Минимальное значение фск. з min 5° ограничено конструктивными и технологическими особенностями (относительной толщиной профиля, толщиной кромок и др.).

Угол скоса у передней кромки каждой консоли дестабилизаторов связан отношением к ее установочному углу . Максимальное отношение -

переднем скосе, как на клине, скачок уплотнения при числах М 1,7 -ь 2,2

был присоединенным. Минимальное значение отношения 5 определяется тем условием, чтобы давление на скошенной поверхности заведомо было больше, чем давление на нескошенной поверхности, установленной под углом 5д к продольной оси корпуса, а также конструктивными и технологическими особенностями консолей стабилизаторов.

Для стабилизации скорости вращения каждой конкретной управляемой ракеты может быть подобрана комбинация установочных углов консолей стабилизатора и дестабилизаторов и углов скоса у передней и задней кромок консолей дестабилизаторов, исходя из приведенных выше диапазонов углов

I л } 16 определено условием, чтобы на

скоса у кромок консолей дестабилизаторов и установочных углов консолей, с тем, чтобы диапазон изменения скорости вращения ракеты вокруг ее продольной оси был минимальным, т.е. разбросы скорости вращения относительно номинального значения были минимальными.

На фиг. 5 приведены зависимости коэффициентов момента крена (M) конкретной управляемой ракеты и ее отдельных элементов: зависимость 7 - для стабилизаторов с установочным углом бет. консолей, зависимость 8 - для дестабилизаторов с установочным углом 5д консолей, зависимость 9 - для несимметричного профиля консолей дестабилизаторов, зависимость 10 - для общего коэффициента момента крена ракеты Шх. При экспериментальных исследованиях характеристик вращения управляемой ракеты на моделях в аэродинамических трубах проводятся раздельные испытания, поэтому момент крена дестабилизаторов получается с учетом взаимодействия (интерференции) со стабилизаторами, т.е. учитывается момент крена «косого обдува. Поэтому полученные составляющие коэффициенты момента крена можно складывать по принципу суперпозиции, т.е. таким образом получена зависимость 10 (т для всей ракеты).

Коэффициенты nixi и Шх, показанные на фиг.5 в зависимости от чисел М, приведены для нулевого угла атаки ().

Из фиг.5 видно, что зависимость 9 для несимметричного профиля дестабилизаторов имеет достатЪчно большую эффективность по крену в сторону вращения ракеты при дозвуковых числах М, а при сверхзвуковых числах М эффективность по крену обратного знака, т.е. тормозящий момент крена. Дополнительно по результатам испытаний модели ракеты в аэродинамических трубах можно сказать следующее: если задний скос «крутит и на дозвуковых и на сверхзвуковых скоростях полета, то передний скос очень мало «крутит на дозвуковых скоростях полета и тормозит вращение на сверхзвуковых скоростях за счет возрастающего при увеличении чисел М давления на поверхности скоса, как на клине, достигая общего тормозящего момента консолей за счет несимметричности профиля.

Данные по эффективности отдельных составляющих по вращению ракеты были получены из результатов испытаний аэродинамических моделей ракеты в аэродинамических трубах ЦАГИ им. Н.Е. Жуковского и Шститута механики МГУ им. М.В. Ломоносова. В нащем устройстве появляется возможность разработки комбинированного способа вращения ракеты, сочетая углы скосов у передней и задней кромок консолей дестабилизаторов с установочными углами консолей дестабилизаторов и стабилизаторов с тем, чтобы стабилизировать скорость вращения ракеты на всей траектории полета или, другими словами, уменьщить разбежку скорости вращения, приемлемую для системы управления ракетой. Зависимости (M) на фиг.5 демонстрируют подобранную для рассматриваемой нами ракеты ПЗРК, комбинацию значений установочных углов, углов скоса консолей дестабилизаторов около передней и задней кромок каждой консоли на поверхности, обращенной в сторону вращения ракеты.

В общем виде уравнение вращательного движения ракеты вокруг ее продольной оси можно записать следующим образом:

Jx W MX + Мхдемп(Е Z. --.(1)

где MX , MX демп. - момент крена и момент демпфирования по крену ракеты соответственно;

Jx - момент инерции ракеты относительно ее продольной оси;

Wx , W - угловая скорость и угловое ускорение вращения соответственно;

w - безразмерная угловая скорость (число Струхаля);

xi , - i- составляющая коэффициентов момента крена и демпфирующего момента по крену соответственно;

q - скоростной напор;

Wx 27mx - угловая скорость вращения в рад/с; Пх - угловая скорость вращения в об/с.

В установивщемся движении по крену w 0, тогда уравнение (1) преобразуется к виду:

I. +«. 0(2)

тогдаЕ«- (3)

отсюда Пх (4)

т,. /W;cr W;cс« (с. ) + W;c ( 5д ) + Н/С Пр(5)

1 /« mi + ш + (6)

где индексы «cm, «д, «р обозначают соответственно стабилизаторы, дестабилизаторы, рули;

mxcm(( н/с пр обозначают соответственно коэффициенты момента крена стабилизаторов от установочного угла , дестабилизаторов от установочного угла 5д, дестабилизаторов от их несимметричного профиля.

Рассчитанная по уравнению (1) с использованием данных по т /(М) на фиг.5, скорость вращения и ракеты показана по времени полета t на фиг.6 зависимостью 12. Диапазон изменения скорости вращения предлагаемой ракеты на всей траектории полета до конечной скорости м/с (,94) составляет ,,0 об/с,что yдoвлeтвq}яeг требованию (Пхтр. ,0 об/с), т.е. суммарная разбежка составляет ,5 об/с.

Заметим, что разбежка скорости вращения неуправляемого снаряда, ограниченная резонансными частотами, о которых говорилось выще, во много раз больще, чем у предлагаемой ракеты. Для сравнения на фиг.6 приведена зависимость (t) кривой 13 для ракеты «Стингер, в которой вращение создается только установочным углом консолей стабилизатора с симметричным профилем по величине таким, чтобы на основном маршевом участке (на времени ,,0 с) скорость вращения была бы близка к номинальной (Пх:ном 16 об/с). По зависимости 13 видно, что диапазон изменения скорости вращения до конечной скорости полета м/с (при с) составляет ,,6 об/с (,7 об/с), что не удовлетворяет требуемой. Поэтому, если не вводить в систему управления фазорегулятор, придется ограничиться конечной скоростью полета м/с на времени ,lc, когда Пх об/с, т.е. сократится дальность управляемого полета примерно на 1600 м, что составляет около 25% от дальности предлагаемой ракеты.

Характеристики вращения управляемой ракеты были получены с учетом результатов испытаний аэродинамических моделей (невращающихся с замером момента крена MX и вращающихся с замером скорости вращения Пх в об/с) в аэродинамических трубах ЦАГИ и Института механики МГУ. Проведенные летные испытания телеметрических вариантов ракеты: баллистических при , программных при различных коэффициентах команды с работающим рулевым приводом, т.е. при 3 0, и телеметрических управляемых

с реальной головкой самонаведения при режимах управления «вдогон и «навстречу по различным воздущным целям показали, что данная ракета соответствует требованиям системы управления по скорости вращения вокруг продольной оси.

Claims (1)

1. Вращающаяся управляемая ракета, содержащая корпус с расположенными в нем боевым отсеком, реактивным двигателем и установленным на корпусе хвостовым стабилизатором, консоли которого установлены под углом к продольной оси корпуса, а также элементы стабилизации скорости вращения ракеты вокруг продольной оси корпуса, отличающаяся тем, что элементы стабилизации скорости вращения ракеты выполнены в виде дестабилизаторов, консоли которых установлены под углом к продольной оси корпуса, причем консоли дестабилизаторов имеют несимметричный профиль за счет скосов у передних и задних кромок консолей, выполненных на поверхности каждой консоли, обращенной в сторону вращения ракеты, при этом угол скоса у задней кромки консоли составляет 5÷12°, а отношение угла скоса у передней кромки к углу установки консоли дестабилизаторов составляет 5÷16.