Управляемая ракета аэродинамической схемы "утка". Аэродинамические схемы ракет


Аэродинамические схемы ракет

Ключевые страницы Советской Военной Энциклопедии: А, Б, В, Г, Д, Е, Ж, З, И, Й, К, Л, М, Н, О, П, Р, С, Т, У, Ф, Х, Ц, Ч, Ш, Щ, Э, Ю, Я



Аэродинамические схемы ракет

- варианты взаимного расположения подвижных и неподвижных аэродинамических поверхностей управляемой ракеты (используемых для изменения траектории полёта, а также для стабилизации полёта) и их положения относительно центра масс маршевой ступени ракеты. Имеются ракеты, в к-рых в дополнение к аэродинамич. управлению или вместо него используется газодинамическое. Известны 3 аэродинамические схемы ракет (см. рис. в конце материала): «нормальная», «утка» и «поворотное крыло». В «нормальной» схеме подвижные поверхности (рули) расположены в хвостовой части маршевой ступени ракеты, а неподвижные (несущие) поверхности (крылья, стабилизаторы) — в ср. её части. В некоторых конструкциях рули примыкают к несущим поверхностям (такая разновидность «нормальной» аэродинамической схемы ракеты называется «бесхвостка»). В аэродинамической схеме ракеты «утка» рули вынесены вперёд относительно центра масс маршевой ступени, а стабилизаторы укреплены в её хвостовой части. В аэродинамической схеме ракеты «поворотное крыло» крылья расположены в р-не центра масс маршевой ступени, а стабилизаторы — в её хвостовой части. При «нормальной» аэродинамической схеме ракеты и схеме «утка» рули, располож. на значит, удалении от центра масс, создают достаточные управл. и стабилизир. моменты, что позволяет уменьшить размеры рулей, мощность и массу приводов. При аэродинамической схеме ракеты «утка» манёвр после отклонения рулей происходит быстрее, чем при «нормальной» схеме. Преимущество аэродинамической схемы ракеты «поворотное крыло» — возможность манёвра ракеты практически без изменения угла атаки, что облегчает работу воздушно-реакт. маршевых двигателей, а у зенит, ракет повышает эффективность боевой части.С. А. Пересада. Атомные бомбардировки 1945 < Пред. След. > Аэрофотограмметрия
 

xn----7sbfkccucpkracijq8iofobm.xn--p1ai

Классификационные признаки | Ракетная техника

Весь класс крылатые ракеты можно классифицировать по следующим основным признакам:

Аэродинамическая схема:

В зависимости от взаимного расположения несущих и управляющих поверхностей по длине корпуса аэродинамические схемы ПКР подразделяются на:

  • нормальная (обычная) В данной схеме управляющее оперение (рули) расположено за крылом в хвостовой части ракеты. При таком расположении рулей возмущения от них не влияют на крыло, следовательно, условия его обтекания более благоприятны.
  • с поворотными крыльями В схеме с поворотным крылом управление по тангажу, рысканию и крену осуществляется соответствующими отклонениями консолей крыла, расположенных в центральной части корпуса. Хвостовое оперение выполняет только роль неподвижных стабилизаторов, обеспечивающих статическую устойчивость ракеты.
  • "бесхвоста" В этой схеме, изолированное управляющее оперение отсутствует, а рули расположены на задней кромке несущей поверхности, которая объединяет крыло и хвостовой стабилизатор. При небольшом размахе крыла достигается значительное увеличение его площади. Отсутствуют скосы потоков,снижающие эффективность рулей и крыльев
  • "утка" В данной схеме управляющее оперение (рули) находятся перед крыльями в носовой части летательного аппарата. Положительные качества этой схемы проявляются в том, что рули не испытывают влияния возмущения от крыла и поэтому оказываются более эффективными.

По форме несущих поверхностей различают самолетную (с плоским крылом) и Х-образную (с крестообразным крылом) схемы крылатых ракет. Самолетная схема более выгодна для больших дальностей полета, а Х-образная обеспечивает высокую маневренность, что очень важно при атаке быстродвижущихся или малоразмерных надводных целей.

При создании противокорабельного управляемого ракетного оружия наибольшее применение нашли первая и третья аэродинамические схемы.

Тип системы наведения:

Тип системы наведения (формирует движение ракеты по определенному закону, который может быть задан заранее специальным программным устройством или выработан в полете с учетом взаимного расположения ракеты и цели.) противокорабельной крылатой ракеты определяется основными информационными признаками цели. В их числе контрастность корабля в различных физических полях: магнитном поле Земли, поле электромагнитных излучений в радиолокационной, инфракрасной (ИК) и видимой областях спектра, акустическом и гидроакустическом полях. Насыщенный радиоэлектронными средствами современный надводный корабль можно представить и как радиоизлучающую цель.

В настоящее время основным информационным признаком корабля, на использовании которого построены различные активные системы наведения большинства ПКР, считается его контрастность в радиочастотном диапазоне. Отличия в эффективной поверхности рассеяния ЭПР (характеристика отражательной способности надводной или воздушной цели, облучаемой электромагнитными волнами. Зависит от размеров цели и ее ракурса) кораблей различных классов используются в системах селекции целей.

В последние годы наряду с совершенствованием традиционных методов наведения повысился интерес к исследованию других информационных признаков надводных целей, которые позволяли бы применять пассивные системы наведения, в частности тепловые и оптико-корреляционные. На основе совокупности всевозможных физических принципов предпринимаются попытки создать детальные эталонные 'портреты' кораблей различных типов.

Эта информация может вводиться в бортовую систему наведения ПКР непосредственно перед ее пуском. Особую роль сыграло введение в состав бортовой аппаратуры противокорабельных ракет головок самонаведения (ГСН) различных типов.

Скорость полета:

В зависимости от скорости полета ПКР могут быть дозвуковыми и сверхзвуковыми.

Дальность полета:

По дальности полета ПКР подразделяют на три подкласса:

  • ракеты большой дальности

    При дальности более 100 км. Предназначены для борьбы с оперативными соединениями кораблей, имеющими сильную эшелонированную ПВО.

    На вооружении зарубежных ВМС состоят несколько типов низковысотных ПКР этого подкласса: "Томагавк", "Гарпун", "Отомат-Тезео Мк2", "ANS", "Отомах-2", "Си Игл", "RBS 15F" . Ракеты оснащены высокоэффективными турбореактивными двигателями, комбинированными системами наведения, включающими инерциальную навигационную систему (ИПС) и активную радиолокационную головку самонаведения (АРГСП). Боевые части этих ракет имеют массу 200 - 250 кг и предназначены для поражения кораблей большого водоизмещения.

  • ракеты средней дальности

    При дальности 40-100 км. Предназначены в основном для борьбы с отдельными кораблями и оперативными соединениями, имеющими радиус ПВО впределах 10-70 км.

    На вооружении состоят : "Экзосет", "Отомат Мк1", "Си Киллер МкЗ", "Габриэль МкЗ", "Корморан Мк3", "Пингвин МкЗ" и "АSМ-1". Пуск этих ракет осуществляется по данным целеуказания носителя за пределами зоны активного воздействия противника. Масса БЧ составляет 150-200 кг, система наведения комбинированная (ИНС+АРГСП или ИКГСН).

  • ракеты малой дальности

    При дальности менеее 40 км. Предназначены для борьбы с кораблями небольшого водоизмещения, имеющими радиус зоны самообороны 5-7 км (в перспективе до 10-15 км).

    На вооружении зарубежных стран имеются следуюшие ракеты: "АS 15ТТ", "Марте Мк2", "Си Киллер Мк2", "Габриэль", "Пингвин Мк1", "Пингвин Мк2", "Си Скьюа". На этих ракетах применяются полубронебойные, фугасные и осколочно-фугасные БЧ массой 30-125 кг, системы наведения различных типов (радиолокационные, лазерные, тепловизионные и т. д.), стартовые маршевые двигатели на твердом топливе.

Расположение места запуска:

Этот признак учитывает взаимное расположение мест старта и цели. В соответсвии с ним ракеты подразделяются на классы: "корабль - корабль", "воздух -корабль", "подводная лодка - корабль" и "берег - корабль".

Вид старта определяет условие окружающей среды, которые учитываются при проектировании двигателей (стартового и маршевого), рулевого привода,степени герметичности отсеков,обеспечение складывания и ракрытия крыльев и рулей.

rbase.new-factoria.ru

Выбор аэродинамической схемы

⇐ ПредыдущаяСтр 3 из 5Следующая ⇒

Аэродинамические схемы, применяемые в авиационных управляемых ракетах: 1 - нормальная; 2 - «бесхвостная»; 3 - «утка»; 4 - «поворотное крыло». Краткие сведения об устройстве управляемых авиационных ракет

Авиационные ракеты оснащаются тремя типами систем управления

– системами самонаведения;

– системами телеуправления;

– автономными системами управления.

Система самонаведения работает на принципе обнаружения какого-либо излучения цели (например, электромагнитного, теплового и т д.) или отраженного от нее излучения. Специальное устройство – ГСН – обнаруживает излучение, создаваемое или отражаемое целью, и по нему наводит ракету на цель. Различают пассивное, активное и полуактивное самонаведение и соответственно пассивные, активные и полуактивные системы самонаведения

При пассивном наведении ракета наводится по излучению самой цели, как, например, по электромагнитному излучению работающих РЛС или ИК-излучению сопла реактивного двигателя

В активной системе ракета облучает цель и наводится по отраженному от цели излучению

В полуактивной системе облучение цели производится с самолета-носителя, корабля или наземного пункта целеуказания.

Системы телеуправления авиационных ракет делятся на две группы:

– системы наведения по лучу радиолокатора

– радиокомандные системы

Управление ракетой осуществляется с помощью находящейся на ее борту аппаратуры по командам, подаваемым с самолета-носителя.

Систему наведения ракеты по лучу радиолокатора иногда считают частным видом командного наведения Различие состоит лишь в том, что с самолета на ракету посылаются не команды, а узкий радиолуч, указывающий ей направление движения.

От самонаведения наведение по лучу радиолокатора отличается тем что сама ракета хотя и управляется, но движется по лучу «слепо», независимо от того, имеется цель в пространстве или нет При самонаведении ракета «видит» цель, следит за ней

Автономные системы наведения предусматривают размещение всех средств управления на самой ракете, т е в процессе наведения ракета не связана ни с самолетом-носителем, ни с целью

Обычно автономная система наведения представляет собой инерциальную систему наведения. Она может оснащаться системами астрокоррекции и коррекции положения ракеты по наземным ориентирам

Для управления полетом УР обычно используются аэродинамические рули; реже – газовые рули; расположенные в сопле двигателя, или интерцепторы. Интерцеп- торы – это плоские пластины, обеспечивающие срыв потока воздуха, которые устанавливаются на крыльях или хвостовом оперении ракеты и приводятся в движение сдвоенными электромагнитами.

В авиационных УР применяется несколько аэродина

мических схем (см рис вверху), которые принято различать по взаимному расположению крыла и рулей на корпусе ракеты.

Нормальная схема – рули (2) расположены позади крыла (1).

Обратная схема, или «утка», – рули (2) расположены впереди крыла 1

Элевонная схема – рули (2), называемье элевонами, установлены на задних кромках консолей крыла (1), а спереди расположен дестабилизатор (3).

Схема с поворотным крылом – подвижные аэродинамические поверхности (4) создают основную часть управляющей силы и называются поворотным крылом, а в хвостовой части ракеты установлены неподвижные аэродинамические поверхности (5), называемые стабилизаторами.

mykonspekts.ru

Сила тяги реактивного (ракетного) двигателя

Тяга – равнодействующая всех реактивных сил, создаваемых агрегатами двигателя, определяется по формуле:

где – массовый секундный расход топлива реактивного двигателя;Wa – скорость газовой струи на срезе сопла; Fa – площадь среза сопла; ра – давление на срезе сопла; рh – давление окружающей среды.

Первый член данного уравнения характеризует тягу, создаваемую за счет отбрасывания от сопла газов и эта часть – реактивная сила (статическая составляющая).

Второй член характеризует тягу, которая определяется разностью давлений на срезе сопла и давления окружающей среды и эта часть – переменная составляющая реактивной тяги (зависит от высоты полета).

 

Реактивный момент

Пусть есть ракета с однокамерной двигательной установкой (ДУ) рис.29:

а) Если вектор тяги двигателя Р направлена вдоль оси, то реактивный момент отсутствует (рис. 29,а).

б) Если вектор тяги (и результирующий вектор тяги для многокамерной ДУ) действует с некоторым эксцентриситетом относительно центра тяжести (рис. 29,б), то в этом случае действует реактивный момент .

Рис.29

Аэродинамические схемы ла

Планером называется конструкция, объединяющая корпус, крылья, органы управления и стабилизации в единую аэродинамическую схему. Он предназначен для создания управляющих сил и размещения всей аппаратуры ракеты. Корпус планера обычно цилиндрической формы, за исключением ракеты типа «несущий конус», с конической (сферической) головной частью. Форма корпуса и головной части выбирается в целях получения наименьшей силы лобового сопротивления ракеты при полете. Материалом для корпуса служат легкие прочные металлы и сплавы

Аэродинамические поверхности планера служат для создания подъемной и управляющих сил. Подъемная сила, которая возникает при взаимодействии ракеты с воздухом во время ее полета, обеспечивает удержание ЛА в воздухе. Управляющие силы необходимы для изменения направления полета ракеты.

Различают подвижные и неподвижные аэродинамические поверхности (АП). Подвижные АП, предназначенные для управления полетом и стабилизацией ЛА, называются рулями, поворотными крыльями. Свои функции они выполняют путем поворота вокруг осей, перпендикулярных продольной оси корпуса ракеты, либо при выдвижении из корпуса на определенное время и в определенной последовательности.

Неподвижные АП служат для стабилизации полета ЛА (стабилизаторы) и для создания подъемной силы (несущие крылья, поверхности). По взаимному расположению рулей и неподвижных аэродинамических поверхностей можно выделить следующие аэродинамические схемы ракет (рис.30):

- нормальная или обычная;

- «утка»;

- «бесхвостка»;

- «поворотное крыло»;

В нормальной схеме рули и стабилизатор располагаются позади крыльев в хвостовой части ракеты.

Схема «бесхвостка». Данная схема является разновидностью нормальной схемы. Здесь крылья выполняют одновременно функции крыльев и стабилизаторов и отличаются большей стреловидностью и малым размахом. С целью увеличения подъемной силы в этой схеме увеличена площадь крыльев. При этом рули оказываются расположенными непосредственно за крыльями и связываются с ними конструктивно.

В аэродинамической схеме «утка» рули находятся в головной части ракеты (впереди центра масс), а крылья, выполняющие и функцию стабилизатора, расположены в хвостовой части корпуса ракеты. Эта схема удобна с точки зре­ния компоновки ракеты, так как рулевые машинки могут быть расположены близко к рулям. При такой компоновке ракеты подъемная сила рулей совпадает по направлению с подъемной силой крыльев и корпуса. Однако расположение рулей в носовой части ракеты и возникновение скоса воздушного потока при отклонении рулей приводит к потере подъемной силы на крыльях и возникновению значительных моментов крена. Чтобы избежать «момента косой обдувки» крыльевой блок делается вращающимся вокруг оси ракеты, что позволяет избежать воздействия скоса воздушного потока на них.

В схеме «поворотное крыло» подвижные поверхности (поворотные крылья) располагаются в районе центра тяжести и наряду с функцией крыла выполняют функцию рулей, а неподвижные стабилизаторы расположены в хвостовой части корпуса.

Рис. 30 Аэродинамические схемы: а)Нормальная; б)"Бесхвостка"; в)"Утка"; г)"Поворотное крыло".

Принципиально не существует наилучшей аэродинамической схемы. Выбор схемы аэродинамической компоновки определяется требуемыми высотами и дальностями полета ракеты, маневренностью и составом бортовой аппаратуры.

Таблица

studfiles.net

16.Компоновочные схемы ракет; способы создания управляющих сил и моментов. Принцип разбиение ракеты по ступеням.

Способы создания управляющих сил и моментов.

Под управляемым полетом ЛА понимается возможность изменения скорости и направления его движения под действием управляющих сил и моментов, которые по физической природе могут быть аэродинамическими и реактивными (газодинамическими).

В соответствии с общей задачей управления полетом ЛА все устройства, создающие управляющие силы и моменты, можно разделить на две группы:

органы управления — устройства, с помощью которых регулируется значение управляющих сил;

органы стабилизации — устройства, с помощью которых создаются моменты, необходимые для угловой стабилизации ЛА относительно центра масс.

Аэродинамические_силы_могут создаваться несущими поверхностями, оперением и корпусом. Крылатые ЛА создают управляющие силы в основном за счет крыльев и имеют наибольшее распространение при полетах на малых и средних высотах (H<30... 35 км) при дозвуковых и умеренных сверхзвуковых скоростях (М<5). При больших высотах полета (Н>35 км) для создания потребных подъемных сил требуется зна­чительная площадь крыльев, что приводит к увеличению стартовой массы и размеров ЛА. При гиперзвуковых скоростях полета управляющие силы, создаваемые корпусом, достаточны для управления, поэтому в этих случаях применяются бескрылые ЛА.

Реактивные (газодинамические) управляющие силы создаются с помощью основных или вспомогательных реактивных двигателей. Они обычно используются для управления ЛА на больших высотах, а также на участках старта ЛА, где аэродинамические органы управления неэффективны.

Управляющие моменты используются для управления и стабилизации углового положения ЛА при воздействии на него возмущающих сил. Способы создания управляющих моментов по своей природе аналогичны способам создания управляющих сил.

Поворотное оперение может размещаться в носовой или кор­довой части корпуса. Рули, расположенные за несущей поверхностью, могут отклоняться в одну и в разные стороны. В последнем случае они выполняют роль элеронов.

Интерцепторы (пластины) устанавливаются вблизи задней кромки крыльев и стабилизаторов и перемещаются под воздействием команд в верхнее или нижнее положение. Так, например, при перемещении интерцептора в верхнее положение на верхней поверхности крыла (стабилизатора) возникает повышенное давление, в результате чего появляется подъемная сила, действующая вниз. Интерцепторы относятся к органам управления релейного типа и применяются на дозвуковых маломаневренных ЛА.

Роллероны представляют собой отклоняющиеся поверхности с вращающимся ротором, размещаются в концевой части крыльев или стабилизаторов и предназначены для уменьшения угловой скорости ЛА относительно продольной оси, т. е. стабилиза­ции ЛА по крену. Раскрутка роторов до 500... 1000 об/с осу­ществляется набегающим потоком воздуха или газами из поро­ховых газогенераторов. Если угловая скорость ЛА по крену равна нулю, то роллероны устанавливаются по потоку и не создают стабилизирующего момента. Вращающиеся роторы роллеронов, обладая кинетическим моментом, стремятся сохранить постоянное положение в пространстве, в результате чего при появлении крена ЛА роллероны отклоняются относительно оси подвески и создают моменты, демпфирующие вращение ЛА.

Газодинамические способы создания управляющих моментов приведены в табл.

Орган управления

Схема органов управления

Орган упрабления

Схема органов управления

Газовые рули

Поворотные сопла

Дефлекторы

Сопловые насадки

Вдувание или опрыскивание жидкости в сопло

Качающие двигатели

Струйные рули

Аэродинамические схемы крылатых ЛА и конструкция аэродинамических ОУ

Аэродинамические схемы характеризуются взаимным пространственным расположением неподвижных несущих поверхностей и подвижных органов управления на корпусе ЛА, при этом различные ЛА сравниваются по числу и поперечному расположению крыльев и положению органов управления относительно центра масс ЛА. Рассмотрим особенности каждой схемы.

Плоское расположение крыльев, характерное для ЛА самолетной схемы, может быть выполнено с углом поперечной V-образности и без него. Управляющие силы, в основном, создаются крыльями, а управляющие моменты вертикальным и горизонтальным оперением. Особенностью этой схемы является то, что управляющие силы в вертикальной плоскости создаются за счет угла атаки, а в горизонтальной — или посредством угла скольжения при плоском развороте, или за счет угла крена при координированном развороте. При плоском раз вороте упрощается система управления, но в создании боковой силы участвуют только корпус и вертикальное оперение, по своей площади, значительно уступающие крылу. При координированном развороте боковая сила может быть достаточно большой, так как она создается крылом, но зато усложняется работа системы управления.

Горизонтальное оперение может устанавливаться как в носовой, так и в кормовой части корпуса, а вертикальное только в кормовой, так как ЛА в противном случае не будет обладать статической устойчи­востью пути.

Принцип разбиения ракеты по ступеням

Ступенью ЛА называется отделяемая часть составной конструкции, имеющая собственный двигатель и топливную систему и обеспечивающая благодаря работе двигательной установки движение ЛА на определённом участке траектории. ЛА могут быть одноступенчатыми и многоступенчатыми. Для оценки целесообразности применения многоступенчатых ЛА по значению идеальной конечной скорости разгона может быть использованы формула К. Э. Циолковского.

, где- относительная масса топлива,,- масса топлива и начальная масса ступени соответственно. Из формулы следует: чем выше скорость истечения газа, относительная масса топлива и больше число ступеней, тем большую конечную скорость разгонаи дальность полёта может развить многоступенчатый ЛА. От сюда, из расчёта, зная нужную скорость и дальность полёта ЛА до цели можно выбирать количество ступеней ЛА. В основном при выборе оптимального количества ступеней ракеты руководствуются дальностью полёта ракеты до цели и стартовым весом ракеты.

600 – 800 км – одноступенчатая ракета

4000 – 6000 км – двухступенчатая ракета

10000– 12000 км – трёхступенчатая ракета

Оптимальную величину коэф. энерговоор. можно получить дифференцируя конечную скорость по энерговооружённости первой ступени.

Компоновочные схемы ракет

Многоступенчатые ЛА могут составляться из ступеней по различным схемам:

Тандемная схема – ступени соединены последовательно, что позволяет уменьшить лобовое сопротивление ЛА, упростить его сборку, монтаж, пусковую установку.

Пакетная схема – ступени соединены параллельно между собой, что уменьшает общую длину ЛА, даёт возможность на старте работать всем двигателям ступеней одновременно и тем самым создавать большую тягу по сравнению с тандемной схемой.

studfiles.net

Лекция № 18 Аэродинамические схемы ракеты. Преимущества и недостатки

Количество просмотров публикации Лекция № 18 Аэродинамические схемы ракеты. Преимущества и недостатки - 415

Критерии выбора

Понятие запаса статической устойчивости

Согласно теории устойчивости движения рассматривается отдельно устойчивость движения центра масс ракеты по траектории и устойчивость движения центра масс, – а иначе угловая стабилизация ракеты.

Исследуя возмущенное движение центра масс ракеты можно говорить о ее динамической устойчивости, а исследуя угловую стабилизацию ракеты – о ее статической устойчивости.

Устойчивость движения ракеты в значительной мере определяется величиной степени статической устойчивости

.

При полете ракеты в неизменном режиме величину приближенно можно считать постоянной, тогда степень статической устойчивости зависит только от разности , которую принято называть запасом статической устойчивости.

Полной характеристикой статической устойчивости является величина (соответственно величины , ).

В частности, в балансировочном режиме полета при если:

– , то ракета статически устойчива;

– , то ракета нейтральна;

– , то ракета неустойчива.

Как правило, всœе крылатые ракеты продольно статически устойчивы и имеют боковую статическую неустойчивость.

Точка приложения нормальной аэродинамической силы, обусловленной наличием некоторого угла атаки, принято называть фокусом по углу атаки. ЛА принято называть статически устойчивым, в случае если фокус по углу атаки лежит за его центром масс:

С увеличением модуля степени статической устойчивости растет частота собственных продольных колебаний относительно поперечной оси OZ. Это в свою очередь приводит к повышению быстродействия схемы и, следовательно, к уменьшению ошибки системы наведения. Но с увеличением модуля степени статической устойчивости растет стабилизирующий момент. В связи с этим для поворота ЛА на угол атаки требуется большее значение нормальной силы действующей на органы управления.

В схемах ʼʼОбычнаяʼʼ и ʼʼБесхвосткаʼʼ направление силы, вызванной углом отклонения рулей, противоположно направлению нормальной силы обусловленной углом атаки (рисунок 17.6.1), ᴛ.ᴇ. другими словами имеют место потери нормальной силы на балансировку. По этой причине в этих схемах невыгодно использовать увеличение степени статической устойчивости.

Рисунок 17.6.1 – Схема нагружения ЛА.

Рассмотрим основные преимущества и недостатки рассмотренных выше аэродинамических схем, а также их область применения.

18.1 Схема ʼʼнормальнаяʼʼ

Основными положительными свойствами схемы ʼʼОбычнаяʼʼ является максимальное аэродинамическое качество, высокая несущая способность, минимальные шарнирные моменты и как следствие минимальная масса привода и минимальная стартовая масса ЛА. К основным недостаткам данной схемы можно отнести низкие динамические свойства (неудовлетворительное быстродействие схемы, маленький момент демпфирования, ᴛ.ᴇ. рули, могут создать опрокидывающий момент и т.п.), высокая чувствительность к разбежке центра масс.

Важно заметить, что для создания положительного угла атаки (скольжения) приходится отклонять рули на отрицательный угол. По этой причине аэродинамическая сила, создаваемая рулями, вычитается из подъемной (боковой) силы крыльев, т. е. происходит потеря подъемной силы. Рули крайне важно делать больших размеров, так как они располагаются на небольшом расстоянии от центра тяжести и работают в условиях возмущенного крыльями воздушного потока. От воздействия этого потока они испытывают периодическую ударную нагрузку.

В связи с этим ЛА, имеющие такую аэродинамическую схему применяются на большой дальности и высотности. Низкие динамические свойства этой схемы не позволяют применять ее с лучевыми системами наведения.

18.2 Схема ʼʼбесхвосткаʼʼ

Схема ʼʼбесхвосткаʼʼ близко примыкает к нормальной схеме (рисунок 2.2, в). Стремление сохранить небольшой размах крыльев при их значительной площади приводит к крайне важно сти вытягивать крылья вдоль корпуса. Самостоятельное хвостовое оперение отсутствует. Рули располагаются непосредственно за крыльями и связываются с ними конструктивно.

Основными преимуществами схемы ʼʼБесхвосткаʼʼ являются максимальная несущая способность. Другие преимущества и недостатки такие же, как у схемы ʼʼОбычнаяʼʼ.

В ʼʼбесхвосткеʼʼ сохраняются преимущества нормальной схемы, за исключением свободы и выборе конструктивных форм. Вместе с тем, рули работают в условиях невозмущенного потока, что повышает их эффективность и исключает возможность ударных нагрузок. Недостатком, как и в нормальной схеме, являются потерн в управляющих силах в связи с разными знаками углов атаки (скольжения) и углов отклонения рулей. Вместе с тем, ракета такой схемы имеет несколько пониженную маневренность и малый демпфирующий момент. Устойчивость и управляемость здесь ухудшаются из-за большой зависимости положения центра давления от скорости.

В схеме ʼʼбесхвосткаʼʼ иногда применяются неподвижные поверхности, помещаемые в головной части корпуса, которые называются дестабилизаторами. Поскольку сильно развитые несущие поверхности помещены в хвостовой части, центр давления отодвигается далеко назад. Ракета получает чрезмерную аэродинамическую устойчивость и становится трудно управляемой. Дестабилизаторы уменьшают устойчивость ракеты и вместе с тем улучшают демпфирующие свойства планера.

Схема ʼʼБесхвосткаʼʼ применяется в ЛА всœех классов. ЛА такой схемы являются особо высотными (воздух – воздух).

18.3 Схема ʼʼуткаʼʼ

Схема ʼʼуткаʼʼ отличается тем, что рули располагаются перед крыльями, впереди центра тяжести (рисунок 2.2 б).

Схема ʼʼуткаʼʼ имеет ряд преимуществ. В отличие от предыдущих схем создаваемый угол атаки (скольжения) имеет одинаковый знак с углом отклонения рулей. По этой причине аэродинамическая сила рулей не вычитается, а складывается с подъемной (боковой) силой. Потерн в управляющих силах при этом отсутствуют, однако большого выигрыша в них нет, так как скос воздушного нотка от рулей уменьшает подъемную (боковую) силу на крыльях. Рули не испытывают влияния возмущенного потока от крыльев и потому оказываются более эффективными. По этой причинœе, а также потому, что они располагаются на большом расстоянии от центра тяжести, их размеры значительно меньше, чем у предыдущих схем. Ракета имеет лучшие свойства демпфирования. При переднем расположении рулей конструктивно удобнее размешать агрегаты двигателя.

Недостатки схемы ʼʼуткаʼʼ ограничивают возможности ее применения в ЗУР. Скос воздушного потока на отклоненных рулях вызывает момент по углу крена, что заставляет принимать специальные меры для стабилизации ракеты по крену. По этой же причинœе рули нецелœесообразно применять в качестве элеронов, так как возмущающий момент крена от скоса потока противоположен ни знаку полезному моменту от рулей, а по величинœе он может оказаться даже больше из-за малого плеча рулей. Этот недостаток приходится устранить установкой на крыльях элеронов, управляемых отдельно от рулей, что усложняет и утяжеляет конструкцию. Угол отклонения рулей складывается с углом атаки (скольжения) ракеты. По этой причине ограничения, накладываемые на угол отклонения рулей из-за возможного срыва потока, оказываются более жесткими. Расположение рулей впереди центра тяжести ухудшает стабилизацию. Положение центра давления обнаруживает зависимость от угла отклонения рулей.

Схема ʼʼУткаʼʼ имеет достаточно высокие динамические свойства, а также хорошие компоновочные возможности. К недостаткам этой схемы можно отнести низкое аэродинамическое качество, ограничения на несущую способность, а также большой шарнирный момент и сложность создания момента крена. В связи с этим схема ʼʼУткаʼʼ применяется в ЛА преимущественно малой и средней дальности и высотности.

18.4 Схема ʼʼповоротное крылоʼʼ

Схема с поворотными крыльями получается, в случае если в схеме ʼʼуткаʼʼ значительно увеличить рули, уменьшить крылья и сдвинуть те и другие назад (рисунок 2.2 г). При этом рули, ставшие поворотными крыльями, располагают вблизи центра тяжести, а крылья становятся стабилизаторами.

В отличие от предыдущих схем, в которых для создания управляющих сил крайне важно повернуть ракету на некоторый угол атаки (скольжения), здесь подъемная (боковая) сила возникает непосредственно на крыльях, и поворачивать для этого весь корпус планера не требуется. Такой способ создания управляющих сил обеспечивает высокое быстродействие ракеты при кругом маневре, небольшие колебания при изменениях направления движения. Вместе с тем, малые углы отклонения корпуса от оси ОХ – крайне важно е условие для надежной работы ПВРД, которые могут применяться в ЗУР.

К основным преимуществам аэродинамической схемы ʼʼПоворотное крылоʼʼ можно отнести отличные динамические свойства, высокие компоновочные способности, вызванные минимальной разбежкой центра масс, легкость в создании момента крена. Малые углы атаки создают наилучшие условия для работы ПВРД, РПД. При этом большое лобовое сопротивление с избытком компенсирует значение удельной тяги (полный импульс тяги) двигателя. Малые углы атаки создают наилучшие условия для работы ГСН.

В схеме имеются и недостатки. Скос воздушного потока на крыльях при их отклонении создает отрицательную подъемную (боковую) силу, что приводит к значительному уменьшению управляющих сил. Вместе с тем, управление поворотом крыльев требует гораздо более мощных и тяжелых устройств, чем во всœех других аэродинамических схемах.

К основным недостаткам данной схемы можно отнести низкую несущую способность схемы, малое аэродинамическое качество, присутствие больших шарнирных моментов и как следствие – большая стартовая масса ЛА.

Схема с поворотными крыльями находит применение в ЗУР, предназначенных для быстрого маневрирования на траектории, с небольшой дальностью и высотностью, а также в ракетах с ПВРД.

Лекция № 19Конструктивно-технологические схемы планера

Проектирование конструкций – важнейшая часть общего проектирования ракеты, включающая в себя:

- поиск технических идей, принципиальных решений и физических основ функционирования конструкций;

- выбор рационального технического решения, т.е облика конструкции;

- определœение рациональных значений параметров выбранного технического решения; конструирование и выпуск технической документации;

- планирование и проведение натурного эксперимента͵ и обработку его результата.

На стадии общего конструирования крайне важно найти принципиальные решения следующих вопросов:

- выбор конструкционных материалов с учетом аэродинамического нагрева элементов поверхности ракеты;

- обеспечение герметизации, маркировки и покрытий;

- обеспечение условий производства и эксплуатации.

При конструировании крайне важно :

- обеспечение минимальной массы конструкции, что приводит к применению тонкостенных оболочек планера;

- обеспечение высокой технологичности конструкции;

- обеспечение эксплуатационного совершенства.

Существенным для конструкции является выбор места установки крыльев на корпусе ракеты. Учитывая зависимость отвыбранной аэродинамической схемы оперение желательно максимально приблизить либо к срезу сопла, либо к вершинœе головной части корпуса. После установки оперения отыскивается такое положение крыльев, ĸᴏᴛᴏᴩᴏᴇ, прежде всœего, обеспечивает необходимый запас статической устойчивости в заданном диапазоне чисел М полета. В случае если крылья экранируют боевую часть или выходят за пределы корпуса, то крайне важно заново производить компоновку ракеты.

Узлы крепления крыльев должны приходиться на силовой шпангоут отсека топлива или корпуса РДТТ. Некоторые способы крепления консолей крыльев приведены на рисунке 19.1.

Рисунок 19.1 – Схемы креплений консолей к корпусу ракеты:

а – ушковое крепление; б – фланцевое крепление; в – крепление к валу; г, д, е – варианты креплений гребенками.

referatwork.ru

Управляемая ракета аэродинамической схемы утка

 

Область применения: управляемые ракеты классов "воздух-воздух", "воздух-поверхность", "поверхность-воздух", в авиационных и зенитных боевых комплексах. Сущность изобретения: уменьшение на 50% и более площади наружной поверхности ракеты путем сброса двигательной установки, а также обеспечение требуемых характеристик устойчивости и управляемости ракеты как летательного аппарата до и после расстыковки отсеков путем использования тандемного двухконсольного крыла и оптимизации его размещения на корпусе носового модуля отсека полезной нагрузки и отсека двигательной установки. 1ил.

Изобретение относится к области управляемых ракет классов "воздух-воздух", " воздух-поверхность", "поверхность-воздух", может быть использовано в авиационных и зенитных боевых комплексах.

Наиболее близким по технической сущности решением является ракета аэродинамической схемы "утка", содержащая корпус с рулями и модулем-отсеком полезной нагрузки и соединенный с ним отсек двигательной установки с крыльями. В модуль-отсеке размещены головка самонаведения, рулевой привод, системы управления, энергообеспечения и боевого снаряжения. С модулем-отсеком полезной нагрузки посредством быстроразъемного соединения (например, байонетного) состыкована двигательная установка с размещенными на ее корпусе крыльями. Крылья имеют удлинение 0,5-1,0, площадь 7,2-12 от площади модуля отсека полезной нагрузки и установлены да расстоянии 0,2-0,6 длины модуля полезной нагрузки от донного среза двигательной установки. (Афонин П.М. Беспилотные летательные аппараты", Маш-е М, 1967, с. 15) Главным недостатком известного изобретении принятого за прототип является невозможность разделить в полете модуль-отсек полезной нагрузки и отсек двигательной установки, что приводит к расходованию общей кинетической энергии ракеты на ту часть силы сопротивления, которая связана с наличием в составе ракеты отработавшего двигателя. Кроме того, наличие двигателя в составе ракеты до момента встречи с целью увеличивает ее заметность в инфракрасном (ИК) и радиадиопазоне. Техническим результатом от использования данного изобретения является расширение диапазона тактического применения ракеты и снижение ее заметности на траектории за счет разделения в полете головного модуля и двигательной установки, а также изменения конструкции и размещения крыла. Указанный технический результат достигается тем, что в управляемой ракете аэродинамической схемы "утка", содержащей корпус с рулями и модулем-отсеком полезной нагрузки и соединенный с ним отсек двигательной установки, соединение модуля-отсека полезной нагрузки с отсеком двигательной установки выполнено в виде разрывных стыковочных узлов крепления с устройством разделения в виде пироболтов, а каждое крыло выполнено в виде двух тандемно расположенных консолей, одна из которых размещена на корпусе модуля-отсека полезной нагрузки при этом задняя кромка бортовой консоли крыла расположена от заднего торца отсека, на расстоянии 0oC0,8 его длины, а вторая расположена на корпусе отсека двигательной установки на расстоянии 0,2oC0,6 длины модуля полезной нагрузки от данного среза двигателя, при этом площади крыла в пределах одной пары распределены пропорционально массам разделяемых отсеков Сущность изобретения заключаются в следующем. Известно, что боевые возможности управляемых ракет во многом определяются их баллистическими характеристиками. Например, в воздушном бою с противником, оказывающим огневое противодействие своим ракетным вооружением для выигрыша воздушного боя необходимо опередить его в поражении. Для этого необходимо иметь преимущество в максимальной скорости ракеты и добиться высокого аэродинамического совершенства ее конструкции в условиях жестких ограничений по массе и в особенности по длине ракеты. При использовании заявленного изобретения появляется возможность существенно снизить торможение ракеты, отделив от модуля полезной нагрузки отработавший двигатель. Уменьшение на 50% и более площади наружной поверхности ракеты после сброса двигательной установки, имеющей к тому же резкий температурный контраст по отношению к остальной конструкции, приводит к существенному уменьшению заметности ракеты на траектории, что затрудняет ее обнаружение и перехват противником, увеличивает фактор внезапности атаки. Для реализации этого замысла необходимо обеспечить требуемые характеристики устойчивости и управляемости ракеты как летательного аппарата до и после расстыковки отсеков. Эта задача решается за счет использования тандемного двухконсольного крыла и оптимизации его размещения на корпусе носового модуля отсека полезной нагрузки и отсека двигательной установки. Расчеты показывают, что размещение каждой консоли крыла в пределах указанного в заявленном решении диапазоне по продольной оси ракеты позволяет успешно решить данную задачу. Изобретение поясняется чертежом, на котором показан общий вид ракеты. Предлагаемая ракита аэродинамической схемы "утка" имеет неизменный модуль-отсек полезной нагрузки 1 с размещенными на его корпусе рулями 2 и передними консолями крыльев 3, а также двигательную установку 4 с размещенными на ее корпусе задними консолями крыльев 5, соединенную с модулем-отсеком полезной нагрузки разрывными узлами крепления 6, имеющими устройство разделения, например, при помощи пироболтов. Передние и задние консоли крыльев расположены тандемно, образуя четыре пары консолей, причем задние консоли крыла смещены от донного среза двигателя вперед на величину 0,2-0,6 длины модуля полезной нагрузки, а передние консоли крыла на величину 0-0,8 длины модуля полезной нагрузки от его донного среза до задней точки бортовой хорды. Конкретное расположение каждого крыла выбирается из условия обеспечения оптимальных характеристик устойчивости и управляемости ракеты до и после расстыковки. Площади каждой консоли одной пары распределяются пропорционально массам отсеков 1 и 4. Предлагаемая ракета функционирует следующим образом. С момента пуска ракеты и до окончания работы двигателя 4 управление ракеты осуществляется рулями 2, эффективность которых, а также параметры рулевого привода выбираются из условий обеспечения требуемых характеристик управления на активном участке. Специально проведенные продувки ракет с тандемно-многокосольными крыльями показали, что такие крылья обеспечивают более высокие несущие свойства, чем одноконсольные той же площади. Поэтому наличие у заявляемой ракеты двухконсольных и тандемно расположенных крыльев 3 и 5 обеспечит ракете на активном участке несущие свойства не хуже, чем у ракеты по основному изобретению. По окончанию активного участка, а при необходимости и в любой другой момент времени, по команде системы управления ракеты производят расстыковку разрывных узлов крепления отсеков 6, имеющих устройство разделения, например, путем подачи электросигнала на пироболты устройства разделения узла стыковки 6, и производят отделение отсека двигательной установки 4 от модуля-отсека полезной нагрузки 1 за счет силы сопротивления набегающего потока воздуха или принудительным отталкиванием отсека двигательной установки известными способами (пружина, пиропатрон и т.п.). Благодаря наличию на корпусе отсека 1 крыльев и их правильному размещению вдоль продольной оси в диапазоне 0-0,8 длины данного отсека, образуется новый летательный аппарат с существенно меньшей эффективной отражающей поверхностью в радиодиапазоне и малой заметностью в ИК-диапазоне, обладающий высокими баллистическими характеристиками: уменьшенным по сравнению с исходной ракетой аэродинамическим сопротивлением и повышенными характеристиками маневренности. Последнее достигается выбором площади консоли крыла 3, а также благодаря тому, что подъемная сила рулей 2 после расстыковки воздействует на ракету меньшей массы и длины. Данное изобретение позволяет на 40% увеличить максимальную дальность пуска по сравнению с основным изобретением (прототипом) в 2-3 раза уменьшить заметность ракеты в радио и ИК диапазонах. Кроме того, использование данного изобретения позволяет снять остроту ограничения на длину ракеты при ее разработке, т.к. позволяет успешно применять надкалиберные двигатели.

Формула изобретения

Управляемая ракета аэродинамической схемы "утка", содержащая корпус с рулями и модулем-отсеком полезной нагрузки и соединенный с ним отсек двигательной установки с крыльями, отличающаяся тем, что соединение модуля-отсека полезной нагрузки с отсеком двигательной установки выполнено в виде разрывных стыковочных узлов крепления с устройством разделения в виде пироболтов, а каждое крыло выполнено в виде двух тандемно расположенных консолей, одна из которых размещена на корпусе модуля отсека полезной нагрузки, при этом задняя кромка бортовой консоли крыла расположена от заднего торца отсека на расстоянии 0 0,8 его длины, а вторая расположена на корпусе отсека двигательной установки на расстоянии 0,2 0,6 длины модуля полезной нагрузки от донного среза двигателя, при этом площади крыла в пределах одной пары распределены пропорционально массам разделяемых отсеков.

РИСУНКИ

Рисунок 1

Похожие патенты:

Изобретение относится к летательным аппаратам, а более конкретно к летательным аппаратам с раскрывающимся оперением

Изобретение относится к управлению летательными аппаратами, а более конкретно, к аэрореактивному управлению с помощью реактивной силы в сочетании с аэродинамическими органами управления

Изобретение относится к летательным аппаратам, а именно к элементам конструкции складывающихся рулей и крыльев

Изобретение относится к летательным аппаратам, а именно к элементам конструкции складывающихся рулей и крыльев

Изобретение относится к летательным аппаратам, в частности ракетам со складывающимися аэродинамическими поверхностями непосредственно к механизму их раскрытия

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для активного воздействия на облака с целью предотвращения градобития и вызывания осадков

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для активного воздействия на облака с целью предотвращения градобития и вызывания осадков

Изобретение относится к летательным аппаратам, использующим для уменьшения скорости полета аэродинамические тормозные устройства

Изобретение относится к области ракетной техники, а более конкретно, к сопловым блокам с устройством стабилизации полета реактивных снарядов (РС) и может найти широкое применение при разработке новых образцов РС, преимущественно неуправляемых

Изобретение относится к ракетостроению и может быть использовано при разработке управляемых снарядов

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к неуправляемым реактивным снарядам, предназначенным для запуска из трубчатой направляющей

Изобретение относится к снарядам с приспособлениями для стабилизации полета вращением, создаваемым под действием газов, посредством жестко закрепленного оперения и наклонных канавок

Изобретение относится к снарядам с приспособлениями для стабилизации полета вращением, создаваемым под действием газов, посредством жестко закрепленного оперения и наклонных канавок

Изобретение относится к двухступенчатой вращающейся по крену ракете, при использовании которой обеспечивается уменьшение возмущения головной ступени при разделении ступеней

Изобретение относится к средствам борьбы с танками и другими малоразмерными целями

Управляемая ракета аэродинамической схемы утка

www.findpatent.ru