Способ управления вращающимся снарядом и управляемый снаряд

Группа изобретений относится к ракетной технике и может быть использована во вращающихся управляемых снарядах и ракетах комплексов высокоточного оружия. Способ управления вращающимся снарядом предусматривает последовательное попарное раскрытие противоположных относительно продольной оси снаряда рулей в моменты достижения снарядом определенной скорости полета. Одновременно с раскрытием первой осуществляют частичное раскрытие второй пары рулей или связанных с ними конструктивных элементов. Величина их выступания над корпусом снаряда превышает толщину пограничного слоя потока для обеспечения гарантированного его отрыва в плоскости поперечного обтекания снаряда. Конструктивное выполнение снаряда предусматривает возможность складывания и раскрытия рулей, в частности частичное их раскрытие в соответствии с предложенным способом. Реализация изобретений позволяет повысить аэродинамическую устойчивость и улучшить управляемость вращающегося снаряда за счет уменьшения его колебаний по углу атаки, обусловленных несимметричным поперечным обтеканием корпуса при вращении снаряда, без выполнения специального устройства стабилизации. 2 с.п. ф-лы, 7 ил.

 

Предлагаемые изобретения относятся к ракетной технике и могут быть использованы во вращающихся управляемых снарядах (УС) и ракетах комплексов высокоточного оружия.

Известен способ управления ракетой с 4-мя рулями, в котором один из рулей поддерживают в свободном состоянии по потоку или фиксируют под определенным углом. С помощью двух из оставшихся рулей обеспечивают движение вокруг осей тангажа, рыскания и крена, а последний руль фиксируют под нулевым углом (патент Японии № 6033996, МПК F 42 B 15/00).

Установка руля по потоку исключает его из процесса управления УС, за счет чего может быть достигнута аэродинамическая устойчивость УС, в котором рули создают дестабилизирующий аэродинамический момент. Однако это требует специального устройства, освобождающего по командам системы управления ось руля от кинематической связи с рулевым приводом, что усложняет конструкцию системы управления и УС в целом. Кроме того, лобовое сопротивление УС увеличивается за счет профильного сопротивления не участвующего в процессе управления руля, что приводит к уменьшению дальности полета.

Установка руля в любое фиксированное промежуточное положение, в том числе и нулевое, увеличивает лобовое сопротивление УС на величину суммы профильного и индуктивного сопротивления руля и создает силовое возмущение, которое должно быть компенсировано рулями, участвующими в процессе управления. Последнее требует расхода энергии бортовых источников питания и усложняет процесс управления УС.

Известен вращающийся по крену снаряд, на оживальной части корпуса которого установлено устройство стабилизации в виде равномерно распределенных по длине окружности продольных ребер равной длины с высотой, превышающей высоту пограничного слоя (патент России №2152585, МПК F 42 B 10/14, 15/00).

Ребра определяют точку гарантированного отрыва потока в поперечной плоскости корпуса снаряда, выравнивая скорости поперечного потока с противоположных сторон корпуса. Тем самым уменьшаются величины аэродинамических сил и моментов, возникающих на вращающемся снаряде и способствующих индуцированию незатухающих колебаний снаряда по углу атаки. Однако достижение этого положительного эффекта требует размещения описанного выше устройства стабилизации на корпусе снаряда.

Наиболее близок к заявляемому способу по осуществлению и достигаемому эффекту известный способ управления вращающимся снарядом, в котором последовательным попарным раскрытием и приведением в действие противоположных относительно продольной оси снаряда рулей в моменты достижения снарядом заданной скорости полета обеспечивают его аэродинамическую устойчивость и управляемость в широком диапазоне изменения скорости полета (патент России №2166727, МПК F 42 B 15/01).

Однако способ не решает проблему уменьшения незатухающих колебаний снаряда по углу атаки, возникающих из-за несимметричного поперечного обтекания корпуса вращающегося снаряда.

Наиболее близок к заявляемому устройству по конструкции и достигаемому эффекту УС, содержащий корпус и шпангоут с приводными валами, кинематически соединенными с рулевыми машинами, установленные на осях складывания в цапфах приводных валов аэродинамические рули с подпружиненными фиксаторами и раздельные для каждой пары аэродинамических рулей механизмы раскрытия с поршневыми газовыми двигателями (патент России №2196295, МПК F 42 B 15/01).

Реализуя способ управления по патенту России № 2166727, конструкция данного УС не обеспечивает предотвращение или уменьшение влияния вышеописанного негативного фактора, возникающего из-за несимметричного поперечного обтекания корпуса при вращении снаряда.

Задача предлагаемых изобретений - повышение аэродинамической устойчивости и улучшение управляемости вращающегося УС за счет уменьшения незатухающих колебаний УС по углу атаки, возникающих из-за несимметричного поперечного обтекания корпуса вращающегося снаряда.

Для решения этой задачи в заявляемом способе, включающем последовательное попарное раскрытие противоположных относительно продольной оси снаряда рулей, одновременно с раскрытием первой пары рулей осуществляют частичное раскрытие второй пары рулей или связанных с ними конструктивных элементов, при этом величина их выступания над корпусом снаряда превышает толщину пограничного слоя потока, обеспечивая гарантированный его отрыв в плоскости поперечного обтекания снаряда.

Для решения поставленной задачи в УС, содержащем корпус и шпангоут с приводными валами, в цапфах которых на осях складывания установлены аэродинамические рули с подпружиненными фиксаторами, и раздельные для каждой пары аэродинамических рулей механизмы раскрытия с поршневыми газовыми двигателями, поршень механизма раскрытия первой пары аэродинамических рулей расположен по продольной оси снаряда, выполнен в виде трубки с продольными боковыми пазами, с внешним уступом на одном торце и перегородкой по месту уступа, и закреплен в центральной расточке шпангоута через отверстие в перегородке резьбовым разрывным элементом. В сложенном положении аэродинамические рули задней кромкой расположены в продольных боковых пазах поршня и закреплены установленной на свободном торце поршня гайкой с буртиком, расположенным в пазах, выполненных со стороны концевой хорды аэродинамических рулей. Между поршнем и бортовой хордой первой пары аэродинамических рулей образован зазор величиной, превышающей длину контактирования буртика гайки с аэродинамическими рулями, а величина зазора между поршнем и бортовой хордой для второй пары аэродинамических рулей превышает величину перемещения поршня в центральной расточке шпангоута до упора, закрепленного на шпангоуте с возможностью взаимодействия с внешним уступом поршня. В каждой цапфе приводного вала второй пары аэродинамических рулей с эксцентриситетом относительно оси складывания и параллельно ей установлен срезной штифт, а соосно ему в аэродинамическом руле выполнено отверстие, диаметр которого больше диаметра срезного штифта.

Конструкция заявляемого устройства представлена на чертежах, где на фиг.1 приведен поперечный разрез УС (вид со стороны хвостовой части); на фиг.2 - разрез А-А по плоскостям симметрии аэродинамического руля из первой пары рулей и второго аэродинамического руля из второй пары рулей, образованный взаимно перпендикулярными секущими плоскостями, линия пересечения которых совпадает с продольной осью УС; на фиг.3 - вид Б на аэродинамический руль из второй пары рулей в области расположения оси складывания; на фиг.4 - разрез А-А, на котором УС представлен после раскрытия первой пары аэродинамических рулей; на фиг.5 - вид В на аэродинамический руль из второй пары рулей в области расположения оси складывания после раскрытия первой пары аэродинамических рулей; на фиг.6 - разрез варианта УС с герметизирующими щитками корпуса (например, патент России №2175431, МПК F 42 B 15/00) по плоскости симметрии аэродинамического руля из второй пары рулей; на фиг.7 - разрез варианта УС с герметизирующими щитками корпуса по плоскости симметрии аэродинамического руля из второй пары рулей после раскрытия первой пары рулей.

В УС (фиг.1-5) на шпангоуте 1 корпуса 2 установлены приводные валы 3, жестко связанные попарно осями 4 и 5. В цапфах приводных валов 3, связанных осью 4, на осях складывания 6 установлены аэродинамические рули 7 первой пары, а в цапфах приводных валов 3, связанных осью 5, - аэродинамические рули 8 второй пары.

Механизм раскрытия первой пары рулей 7 смонтирован на шпангоуте 1 и состоит из пиропатрона 9, поршня 10, закрепленного разрывным винтом 11, и установленной на поршне 10 гайки 12, удерживающей все четыре руля в сложенном положении. Ход поршня 10 ограничивают закрепленные на шпангоуте 1 винты 13. На рули 7 первой пары в сложенном положении воздействуют подпружиненные фиксаторы 14, установленные в центральных отверстиях приводных валов 3.

Механизм раскрытия второй пары рулей 8 состоит из закрепленного в оси 5 пиропатрона 15, рабочая камера которого отверстием сообщается с центральными отверстиями приводного вала 3, в которых установлены поршни 16 и взаимодействующие с рулями 8 второй пары подпружиненные фиксаторы 17. В цапфах приводных валов 3 рулей 8 параллельно осям складывания 6 с эксцентриситетом L установлены срезные штифты 18 диаметром d, а соосно им в рулях 8 второй пары выполнены отверстия диаметром D.

Аэродинамические рули 7 и 8 в сложенном положении задней кромкой расположены в пазах поршня 10, при этом величина зазора L₁ между поршнем и бортовой хордой рулей 7 выполнена больше длины L₂ контактирования гайки 12 с зацепом рулей 7, выполненным со стороны их концевой хорды, а величина зазора L₃ между поршнем и бортовой хордой рулей 7 превышает величину хода L₄ поршня 10 до упора в винты 13.

Устройство (фиг.1-5) может быть реализовано в ракетах, запускаемых из герметичного контейнера, что не требует герметизации пазов в корпусе 2 под рули 7 и 8. Устройство, приведенное на фиг.6 и 7, предназначено преимущественно для артиллерийских управляемых снарядов, которые хранятся без герметичной упаковки, что делает необходимой герметизацию корпуса УС. Поэтому конструкция этого устройства дополнена герметизирующими щитками 19, установленными в пазах корпуса 2. Передний конец щитков 19 шарнирно закреплен винтом 20, а их задний конец - посредством серьги 21 и винта 22 связан с зацепом, выполненным на концевой хорде аэродинамических рулей 7 и 8 (патент России №2175431, МПК F 42 B 15/00).

В заявляемом способе при достижении УС заданной скорости полета происходит инициирование системы управления и раскрытие аэродинамических рулей 7 первой пары. При этом раскрытые аэродинамические рули 7 в некоторой степени препятствуют поперечному обтеканию корпуса 2, однако их основная задача - обеспечение управляемости УС. Оставаясь в сложенном положении, вторая пара аэродинамических рулей 8 не участвует в процессе управления до момента снижения скорости УС до заданной величины. Поэтому пара рулей 8 до момента раскрытия может выполнять роль ребер устройства стабилизации (патент России №2152585, МПК F 42 B 10/14, 15/00), если произвести их частичное раскрытие. При этом либо сами рули 8, либо связанные с ними конструктивные элементы, например герметизирующие щитки 19, должны выступать над корпусом 2 УС на величину, обеспечивающую отрыв потока в плоскости поперечного обтекания корпуса 2, то есть разрушение воздушного потока вокруг корпуса 2, вызванного движением вращающегося УС под углом атаки. Необходимая величина выступания рулей 8 или связанных с ними конструктивных элементов должна превышать толщину пограничного слоя потока на корпусе УС и может быть определена аналитически известными расчетными методами аэродинамики или подобрана экспериментально при продувках модели УС в аэродинамической трубе. В свою очередь, известная величина выступания рулей 8 над корпусом 2 определяет необходимый угол их поворота при частичном раскрытии после раскрытия рулей 7 первой пары.

Раскрытие первой пары аэродинамических рулей 7 УС происходит при срабатывании пиропатрона 9. В результате давления образовавшегося газа на поршень 10 происходит разрыв винта 11 по ослабленному сечению. Поршень 10 под действием силы давления газа начинает движение: при перемещении поршня 10 на величину L₂ гайка 12 освобождает аэродинамические рули 7 и 8, а перемещение поршня 10 на величину L₁ приводит к его удару по рулям 7 и их последующему раскрытию. Полный ход поршня 10 на величину L₄ ограничен винтами 13. Одновременно с движением рулей 7 происходит движение подпружиненных фиксаторов 14 по центральным отверстиям приводных валов 3, которые фиксируют рули 8 в раскрытом положении, выполняя роль клина между рулями 8 и цапфами приводных валов 3.

Условие L₁>L₂ или большая величина зазора L₁ между поршнем 10 и бортовой хордой первой пары аэродинамических рулей 7 по сравнению с длиной L₂ контактирования буртика гайки 12 с аэродинамическими рулями 7 и 8 обеспечивает сначала освобождение рулей 7 и 8 гайкой 12 в сложенном положении и лишь после этого раскрытие рулей 7 под действием поршня 10.

Условие L₃>L₄ или большая величина зазора между поршнем 10 и бортовой хордой второй пары аэродинамических рулей 8 по сравнению с максимальной величиной перемещения поршня 10 обеспечивает нераскрытие рулей 8 одновременно с рулями 7.

После освобождения гайкой 12 под действием пружин фиксаторов 17 происходит поворот второй пары аэродинамческих рулей 8 на угол γ, величину которого определяет разность диаметра отверстия D в руле 8 и срезного штифта 18 - d, а также величина эксцентриситета L между осями отверстия D и срезного штифта d:

В приоткрытом на угол γ положении руль 8 испытывает давление подпружиненного фиксатора 17 и удерживается срезным штифтом 18.

При уменьшении скорости полета УС до величины, при которой эффективное управление не может быть обеспечено только первой парой аэродинамических рулей 7, а раскрытие второй пары рулей 8 не нарушает аэродинамической устойчивости УС, система управления УС вырабатывает сигнал на срабатывание пиропатрона 15. Образовавшийся газ поступает по каналу в оси 5 к поршню 16, взаимодействующему через фиксатор 17 с рулем 8, который срезает штифт 18, после чего раскрывается и аналогично рулю 7 запирается в раскрытом положении фиксатором 17.

Зависимость (1) при известной величине угла γ позволяет рассчитать необходимый диаметр отверстия в руле 8

D=d+2·L·γ

Потребную величину угла поворота γ аэродинамического руля 8 определяет условие выступания руля 8 над корпусом 2 УС на величину, гарантирующую отрыв потока в плоскости поперечного обтекания корпуса 2. Диаметр d срезного штифта 18 рассчитывается из условия удержания руля 8 в приоткрытом на угол γ положении с учетом действия центробежной силы, обусловленной вращением УС, и силы давления подпружиненного фиксатора 17.

Срабатывание механизмов раскрытия аэродинамических рулей в УС с герметизирующими щитками 19 происходит аналогично с той лишь разницей, что при раскрытии рулей 7 первой пары поворот рулей 8 второй пары на угол γ приводит к выступанию над корпусом 2 щитка 19, движение которому передается от руля 8 через серьгу 21, а поворот осуществляется относительно головки винта 20. При этом задний конец щитка 19 остается в пазу корпуса 2. Следовательно, в этом случае образованию поперечного обтекания корпуса 2 препятствует выступание щитков 19, а не рулей 8, как в первом варианте УС.

Отличием срабатывания механизма раскрытия аэродинамических рулей 8 второй пары является первоначальное совместное движение рулей 8 со щитками 19 до момента выхода щитков 19 из пазов корпуса 2, после чего под действием обтекающего воздушного потока происходит движение щитков 19 вдоль передних кромок рулей 8, что приводит к снятию серьги 21с зацепов рулей 8 и последующему удалению щитков 19 воздушным потоком. Аналогично движение щитков 19 происходит и при раскрытии первой пары рулей 7.

Необходимую толщину, а значит, и величину выступания щитка 19 над корпусом 2 в артиллерийских УС обеспечивает значительная толщина корпуса 2, обусловленная необходимостью обеспечения его высокой прочности в условиях действия больших ствольных ускорений УС при выстреле. Однако если толщина щитка 19 не обеспечивает его выступания над корпусом 2, при котором происходит гарантированный отрыв потока в плоскости поперечного обтекания корпуса 2, то отрыв потока в плоскости поперечного обтекания корпуса 2 обеспечит, как и ранее, выступание руля 8 над корпусом 2 после предварительного сброса щитков 19.

Таким образом, заявляемые способ управления и реализующий его УС обеспечивают повышение аэродинамической устойчивости и улучшение управляемости вращающегося УС за счет уменьшения его колебаний по углу атаки, обусловленных несимметричным поперечным обтеканием корпуса при вращении снаряда, без выполнения специального устройства стабилизации.

1. Способ управления вращающимся снарядом, включающий последовательное попарное раскрытие противоположных относительно продольной оси снаряда рулей, отличающийся тем, что одновременно с раскрытием первой пары рулей осуществляют частичное раскрытие второй пары рулей или связанных с ними конструктивных элементов, при этом величина их выступания над корпусом снаряда превышает толщину пограничного слоя потока, обеспечивая гарантированный его отрыв в плоскости поперечного обтекания снаряда.

2. Управляемый снаряд, содержащий корпус и шпангоут с приводными валами, в цапфах которых на осях складывания установлены аэродинамические рули с подпружиненными фиксаторами, и раздельные для каждой пары аэродинамических рулей механизмы раскрытия с поршневыми газовыми двигателями, отличающийся тем, что поршень механизма раскрытия первой пары аэродинамических рулей расположен по продольной оси снаряда, выполнен в виде трубки с продольными боковыми пазами, с внешним уступом на одном торце и перегородкой по месту уступа и закреплен в центральной расточке шпангоута через отверстие в перегородке резьбовым разрывным элементом, при этом в сложенном положении аэродинамические рули задней кромкой расположены в продольных боковых пазах поршня и закреплены установленной на свободном торце поршня гайкой с буртиком, расположенным в пазах, выполненных со стороны концевой хорды аэродинамических рулей, между поршнем и бортовой хордой первой пары аэродинамических рулей образован зазор величиной, превышающей длину контактирования буртика гайки с аэродинамическими рулями, а величина зазора между поршнем и бортовой хордой для второй пары аэродинамических рулей превышает величину перемещения поршня в центральной расточке шпангоута до упора, закрепленного на шпангоуте с возможностью взаимодействия с внешним уступом поршня, причем в каждой цапфе приводного вала второй пары аэродинамических рулей с эксцентриситетом относительно оси складывания и параллельно ей установлен срезной штифт, а соосно ему в аэродинамическом руле выполнено отверстие, диаметр которого больше диаметра срезного штифта.