Газодинамическое устройство управления малых габаритов

Газодинамическое устройство управления малых габаритов содержит газогенератор и распределительную систему в составе системы каналов, регулирующих клапанов, приводов. Устройство размещено в носовой части малогабаритной ЗУР и выполнено в пределах обводов ракеты в виде отдельного отсека с газогенератором и распределительной системой, не связанной механически с аэродинамическими рулями ракеты. Газогенератор является источником рабочего тела, которое формируется распределительной системой в реактивные струи в заданном направлении по командам с бортовой аппаратуры ракеты. Органы управления распределительной системы приводятся в движение независимыми приводами, находящимися в составе устройства. Технический результат - обеспечение склонения вертикально стартующей зенитной управляемой ракеты (ЗУР) по азимуту и углу места с одновременной стабилизацией по крену, управление ЗУР на начальном участке полета в условиях недостаточной эффективности аэродинамических поверхностей, повышение маневренности ЗУР на любом участке полета. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к газодинамическим органам управления и стабилизации зенитных управляемых ракет. В конструкцию газодинамического устройства склонения входят: газогенератор и распределительная система в составе системы каналов, регулирующих клапанов, приводов.

Изобретение может быть использовано для послестартового склонения вертикально стартующей зенитной управляемой ракеты (ЗУР) по азимуту и углу места с одновременной стабилизацией по крену, для управления ЗУР на начальном участке полета в условиях недостаточной эффективности аэродинамических поверхностей или для повышения маневренности ЗУР на любом участке полета. Изобретение может быть применено в составе тех образцов техники, где использование иных конструкций газодинамических органов управления невозможно в связи с ограниченностью пространства.

Известна конструкция газодинамического устройства управления, применяющаяся для послестартового склонения ракеты в сторону цели и одновременной стабилизации по крену (патент RU 2045741 C1). Управление осуществляется комбинированным аэрореактивным устройством, содержащим источник газа, расположенный в корпусе ракеты, аэродинамические рули и газораспределители, расположенные в корпусе каждого руля и отклоняемые с помощью единого привода. Для разворота ракеты на цель используется тяга газовой струи, истекающей из газораспределителя в составе аэродинамических рулей. Недостатком данной конструкции является взаимосвязь аэродинамических рулей и газораспределителей, что исключает их различное взаимное расположение в составе ракеты. Кроме того, для размещения газораспределителей необходимо значительное увеличение габаритов и толщины аэродинамических рулей, что приводит к росту лобового сопротивления ракеты.

Известна конструкция устройства для запуска управляемого снаряда, применяющаяся для выброса снаряда из транспортного контейнера и послестартового управления на начальном участке полета (патент RU 2114371 С1). Это достигается за счет размещения в хвостовой части управляемого снаряда четырех источников давления, выполненных в виде аккумуляторов, имеющих в своем составе заряд твердого топлива, пиросвечу и пару сопел, направленных противоположно друг другу и расположенных перпендикулярно продольной оси снаряда. При этом аккумуляторы снабжены управляемыми золотниками, размещенными в соосных соплам собственных направляющих. Золотник, перекрывая расстояние перед входом в одно сопло и увеличивая зазор перед противоположным, вызывает изменение расхода продуктов сгорания твердого топлива через противоположные сопла. Реактивные силы, возникающие таким образом в четырех аккумуляторах, обеспечивают требуемое направление управляемого полета. Недостатком данной конструкции, в том числе относительно предыдущей, является пониженная надежность, обусловленная наличием большого числа пиротехнических элементов (четыре разобщенные пиросвечи и заряда твердого топлива). Кроме того размещение четырех аккумуляторов взамен одного приводит к росту массы и габаритов конструкции.

Применение всех вышеперечисленных конструкций на малогабаритных ЗУР ближней дальности действия невозможно без значительного снижения показателей надежности ракеты и ее аэродинамических характеристик. Наиболее близкой к изобретению является исполнительная система старта и ориентации ракеты (патент RU 2082946 C1). Исполнительная система содержит аэродинамические рули с приводом, средства ориентации расположенные в хвостовой части. При этом средства ориентации расположены в кольцевом корпусе, предназначенном для жесткой связи с ракетой. Авторами патента предложено несколько вариантов данной системы различающихся конструктивным исполнением органов управления. Наиболее подходящий вариант для малогабаритной ракеты снабжен тягами, закрепленными на кольцевом корпусе, газогенератор выполнен кольцевым и соединен с реактивными соплами посредством питающих каналов-газоводов, выполненных в кольцевом корпусе. Реактивные сопла каждой пары связаны с одним концом соответствующей тяги, что обеспечивает возможность распределение газового потока между ними от их общего канала. Каждая тяга своим вторым концом связана с соответствующим рулем с возможностью их совместного поворота. Описан вариант органа, регулирующего распределение газа между каналами -втулка, покрытая слоем термостойкого композиционного материала с выполненной в нем проточкой.

Ряд технических проблем возникает при попытке применения данной системы для управления малогабаритной ЗУР, выполненной по аэродинамической схеме «утка» со складными рулями и крыльями, размещенной в транспортном контейнере с минимальным радиальным зазором.

Размещение реактивных сопел вышеописанной системы в хвостовом отсеке исключает возможность их механической связи с аэродинамическими рулями, находящимися для «утки» в носовой части. Кроме того, особенностью некоторых малогабаритных ракет является полная невозможность механической связи аэродинамических рулей с любыми иными механизмами в составе ракеты для приведения последних в действие.

Габариты реактивных сопел, каналов-газоводов и регуляторов распределения газа обусловлены необходимостью обеспечения определенных тяговых характеристик, а также потребной скоростью изменения направления реактивной силы. Запас топлива определяет габариты газогенератора. Данные составные части вышеописанной системы размещены в кольцевом корпусе, что невозможно реализовать в условиях жестких габаритных ограничений.

Решение данных технических проблем обеспечивается размещением в носовой части малогабаритной ЗУР газодинамического устройства управления, выполненного в пределах обводов ракеты в виде отдельного отсека с газогенератором и распределительной системой, не связанной механически с аэродинамическими рулями ракеты. Газогенератор является источником рабочего тела, которое формируется распределительной системой в реактивные струи в заданном направлении по командам с бортовой аппаратуры ракеты. Органы управления распределительной системы приводятся в движение независимыми приводами, находящимися в составе устройства.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется изображениями, представленными на фиг. 1 - общая схема функционирования и вариант работы газодинамического устройства управления, фиг. 2 - схема газодинамического устройства управления, фиг. 3 - схема газогенератора, фиг. 4 - схема распределительной системы, фиг. 5 - схема клапанов распределительной системы.

Устройство представляет собой носовой отсек ракеты. В составе устройства предусмотрены четыре пары соосных каналов 1, через которые происходит истечение рабочего тела - сжатого газа или продуктов сгорания твердого топлива. При создании избыточного расхода рабочего тела через один из двух соосных каналов 1 возникает реактивная сила, воздействующая через корпус устройства на ракету. Тем самым реализуется газодинамический принцип управления ракетой. Четыре общие оси 2 каналов 1 расположены попарно параллельно в двух разнесенных поперечных плоскостях ракеты. Управление ракетой по тангажу или рысканию обеспечивается созданием двух равных и сонаправленных сил тяги вдоль параллельных осей 2 «каналов» 1. Управление ракетой по крену обеспечивается созданием двух противоположно направленных сил тяги вдоль двух параллельных осей 2 «каналов» 1.

Пример создания управляющих усилий для осуществления стабилизации по тангажу/рысканию показан в сечении А-А фиг. 1, пример стабилизации по крену - в сечении Б-Б фиг. 1.

Устройство находится в составе ракеты 4, расположенной в транспортном контейнере 3 и условно делится на газогенератор и распределительную систему. Функционирование устройства начинается с подачи сигнала с бортовой аппаратуры ракеты 4 на подрыв пиропатрона 20 (фиг. 2), инициирующего воспламенитель 19, который в свою очередь поджигает заряд твердого топлива 18 газогенератора. Рабочее тело -продукты сгорания твердого топлива попадают в распределительную систему через центральную трубу 16. Распределительная система имеет в своем составе две взаимноперпендикулярные пары соосных каналов 5, расположенные на расстоянии друг от друга и сообщающиеся с центральной трубой 16. Каждый из каналов 5 оканчивается клапаном вращения 7, регулирующим расход рабочего тела в два противоположные сопла 26 (фиг. 4). Одновременно с сигналом на подрыв пиропатрона 20 (фиг. 3), или несколько раньше, с бортовой аппаратуры ракеты 4 начинают поступать управляющие сигналы на приводы 14, которые разворачивают клапаны вращения 7 на заданный угол. Благодаря повороту клапанов вращения 7 возникают реактивные силы в четырех плоскостях перпендикулярных соответствующим каналам 5. При этом сила тяги со стороны каждого клапана вращения 7 может быть направлена в прямом или обратном направлении перпендикулярно продольной оси ракеты. Также сила тяги со стороны каждого клапана может принимать нулевое значение.

Крутящий момент на клапан вращения 7 передается через вал 12 привода 14. Каждый из клапанов вращения 7 установлен в индивидуальном корпусе 11 на двух подшипниках 10 и герметизирован двумя резиновыми кольцами 8, установленными в выемки П-образных фторопластовых манжет 9. Гайка 6 исключает осевое перемещение клапана вращения 7, путем поджатая его к буртику корпуса 11. Приводы 14 и корпуса 11 распределительной системы смонтированы на плате 13, которая установлена в отсеке 15. Отсек 15 в свою очередь стыкуется с дном 17 газогенератора, чем обеспечивается формирование единого газодинамического устройства управления в составе газогенератора и распределительной системы.

На схеме газогенератора (фиг. 3) изображен источник рабочего тела газодинамического устройства управления. Заряд твердого топлива 18 установлен во внутренней полости газогенератора, образованной дном 17 и крышкой 23. Заряд 18 имеет секторную выемку для размещения пиросвечи 20 в дне 17. Воспламенитель 19, обеспечивающий поджиг заряда твердого топлива 18, поджат к крышке 23 гайкой 24 через резиновую прокладку 25. Герметичность газогенератора обеспечивается резиновым кольцом 22, а герметичность соединения газогенератора с распределительной системы обеспечивается резиновым кольцом 21.

На схеме распределительной системы (фиг. 4) изображены клапаны вращения 7 с проточкой, регулирующей расход рабочего тела в два противоположные сопла 26. По команде с бортовой аппаратуры ракеты привод 14 обеспечивает поворот клапана вращения 7 на заданный угол, чем обеспечивается частичное (или полное) перекрытие критического сечения одного из сопел 26 и частичное (или полное) открытие критического сечения противоположного сопла 26. Возникает реактивная сила противоположная направлению истечения газа, ракета разворачивается на заданный угол. Нейтральное положение клапана вращения 7 обеспечивает равный расход через оба сопла 26, благодаря чему равнодействующая сил реактивной тяги со стороны данных сопел принимает нулевое значение. Для защиты внутренних каналов от внешнего воздействия при эксплуатации и для обеспечения достаточного начального давления при запуске газогенератора установлены заглушки 27, вылетающие при подаче на них высокого давления.

На схеме клапанов распределительной системы (фиг. 5) изображены варианты поперечного сечения клапанов вращения 28, 29, которые могут быть установлены взамен клапана вращения 7 (фиг. 4), имеющего проточку для регулирования расхода газа в противоположные сопла.

Клапан вращения 28 имеет два взаимноперпендикулярных пересекающихся отверстия, одно из которых глухое, а другое сквозное. Глухое отверстие выступает в роли входного для рабочего тела, а две стороны сквозного - в качестве выходных.

Клапан вращения 29 отличается от клапана вращения 28 тем, что оба взаимноперпендикулярных отверстия выполнены сквозными. При этом одна из сторон первого отверстия по-прежнему является входной для рабочего тела, а другая служит для исключения радиальной составляющей сил давления на ось клапана вращения 29. Это снижает радиальное усилие на подшипники 10 (фиг. 2), благодаря чему уменьшается момент трения в них и потребная мощность привода 14 для поворота клапана вращения 29. При использовании клапана вращения 29 несколько возрастает тепловая нагрузка на корпус 11 (фиг. 2). Две стороны другого отверстия клапана вращения 29 являются выходными для рабочего тела.

Принцип действия клапанов вращения 28, 29 аналогичен принципу действия клапана вращения 7 (фиг. 4): при повороте клапана на заданный угол обеспечивается частичное (или полное) перекрытие критического сечения одного из сопел 26 (фиг. 4) и частичное (или полное) открытие критического сечения противоположного сопла 26 (фиг. 4). Возникает реактивная сила противоположная направлению истечения газа, ракета разворачивается на заданный угол. Нейтральное положение клапанов вращения 28, 29 обеспечивает равный расход через оба сопла 26 (фиг. 4), благодаря чему равнодействующая сил реактивной тяги со стороны данных сопел принимает нулевое значение.

1. Устройство газодинамического управления, включающее газогенератор с зарядом твердого топлива, воспламенителем и пиросвечой, распределительную систему, отличающееся тем, что устройство выполнено в пределах обводов корпуса ракеты в виде единого отсека, распределительная система имеет центральный канал, отходящие от него две взаимно перпендикулярные пары соосных каналов, расположенные на расстоянии друг от друга, каждый из каналов содержит клапан вращения, имеющий проточку или два взаимно перпендикулярных пересекающихся отверстия, и пару соосных сопел, при этом каждый клапан вращения приводится в движение по сигналам с бортовой аппаратуры ракеты независимым и не связанным с аэродинамическими рулями приводом в составе устройства.

2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что одно из взаимно перпендикулярных пересекающихся отверстий глухое, а другое сквозное.

3. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что оба отверстия выполнены сквозными.