СПОСОБ СТАБИЛИЗАЦИИ РАКЕТЫ В ПОЛЕТЕ И РАКЕТА ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ Российский патент 2005 года по МПК F42B10/02 

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в малогабаритных управляемых и неуправляемых ракетах, особенно гиперзвуковых.

Известен способ стабилизации ракеты в полете аэродинамическими поверхностями [1], принятый авторами за аналог. Для его реализации ракета содержит стабилизаторы, представляющие собой складывающиеся консоли, закрепленные на осях, с пружиной и силовым штырем, размещенные за центром масс ракеты [1]. Достоинствами известного способа и реализующей его ракеты является простота конструктивного исполнения. Применение известного способа и реализующей его конструкции наиболее эффективно на ракетах относительно большого калибра с относительно невысокими сверхзвуковыми скоростями полета, полет которых проходит в приземных слоях атмосферы.

Недостатком известного способа и ракеты для его реализации является наличие выступающих за калибр ракеты поверхностей, которые увеличивают ее аэродинамическое сопротивление. При полете в плотных слоях атмосферы с гиперзвуковой скоростью их необходимо защищать от кинетического нагрева набегающим потоком воздуха, что дополнительно увеличивает аэродинамическое сопротивление ракеты и ее пассивный вес, что не всегда возможно в малогабаритных ракетах. Применение жаропрочных материалов для защиты стабилизаторов от кинетнагрева резко увеличивает стоимость ракеты.

Известен способ стабилизации ракеты в полете за счет использования энергии реактивных струй [2], принятый авторами за прототип. В этом способе при появлении возмущающей силы аппаратура управления вырабатывает соответствующую противодействующую команду, которая отрабатывается специальным приводом, который поворачивает реактивную струю основного двигателя или включает вспомогательный двигатель, создающий боковую тягу. Реактивная сила в этом случае действует на корпус ракеты периодически, при возникновении возмущающего момента. Данный способ реализован в относительно крупногабаритных ракетах [2], летающих в разряженных слоях атмосферы. Ракета содержит корпус, ракетный двигатель и боковые сопла, установленные на наружной поверхности корпуса ракеты. Однако применение известного способа при пусках малогабаритных ракет, особенно неуправляемых, летающих в основном в плотных слоях атмосферы на малых высотах, существенно усложняет их конструкцию, так как требует наличия аппаратуры управления, приводов управления вектором тяги основного двигателя или устройств включения дополнительных двигателей, что резко повышает стоимость ракеты. При этом увеличивается пассивный вес ракеты и, соответственно, ухудшаются ее тактико-технические характеристики.

Угол атаки при реализации известного способа должен быть всегда равен нулю, что требует выработки дополнительных команд. На выработку команд стабилизации и управления требуется определенное время, что приводит к колебаниям ракеты вокруг центра масс и увеличивает ее аэродинамическое сопротивление, возможны также сбои аппаратуры управления, что может привести к выходу ракеты на нерасчетные углы атаки и ее последующему разрушению.

Все это является недостатками известного способа и конструкции ракеты для его осуществления.

Задачей предлагаемого изобретения является исключение указанных недостатков, а именно: упрощение способа за счет сокращения количества производимых операций и упрощение конструкции ракеты для его осуществления за счет исключения аппаратуры управления и приводов, повышение за счет этого надежности и быстродействия, снижение пассивного веса, что в конечном итоге должно обеспечить стабилизацию ракет при полете в плотных слоях атмосферы (как управляемых, так и неуправляемых) без увеличения их аэродинамического сопротивления, что делает возможным его применение в малогабаритных ракетах без существенного увеличения стоимости.

Для решения этой задачи в известном способе стабилизации ракеты в полете, включающем создание стабилизирующего момента за счет энергии реактивных струй, истекающих из боковых сопел, стабилизирующий момент создают непрерывно затормаживая набегающий поток воздуха реактивными струями, заторможенным потоком воздействуют на боковую поверхность ракеты в зоне, смещенной относительно ее центра масс, при этом действие на корпус реактивных сил в поперечном сечении взаимно уравновешивают.

Для реализации предлагаемого способа в ракете, содержащей корпус, ракетный двигатель и боковые сопла, в отличие от прототипа, боковые сопла расположены на кормовой части ракеты попарно противоположно друг другу, с наклоном к боковой поверхности ракеты в сторону заднего торца на угол, больший угла атаки ракеты.

Предлагаемый способ и ракета для его реализации позволяют за счет торможения набегающего потока реактивными струями создать зону повышенного давления в кормовой части ракеты, что обеспечивает ее угловую стабилизацию. При этом за счет наклона сопел взаимодействие реактивных струй с набегающим потоком воздуха происходит после прекращения взаимодействия струи с корпусом ракеты, что практически не увеличивает ее (ракеты) аэродинамическое сопротивление. Кроме того, наклонные сопла создают дополнительную осевую тягу.

Сущность предполагаемого изобретения поясняется графическими материалами. На фиг.1 представлена предлагаемая ракета при полете без возмущений, на фиг.2 представлена предлагаемая ракета в полете при наличии угла атаки, вызванного возмущающими силами.

Ракета (фиг.1) содержит головную часть 1, реактивный двигатель 2, снабженный центральным соплом 3 и боковыми соплами 4. Боковые сопла расположены попарно противоположно на кормовой части ракеты 5 и наклонены на угол α, больший угла атаки β (фиг.2).

Устройство работает следующим образом. В полете перед струями 6, создаваемыми боковыми соплами 4, на кормовой части ракеты 5 образуется зона повышенного давления 6, которая создает стабилизирующий момент М_стаб. относительно центра масс ракеты. При отсутствии возмущающих сил боковое давление на кормовую часть ракеты равномерно распределено по периметру боковой поверхности кормовой части. При появлении возмущений ракета разворачивается относительно поперечной оси на угол атаки β, при этом давление на кормовую часть автоматически возрастает с обдуваемой потоком стороны корпуса, с противоположной стороны создается разрежение, следовательно, автоматически создается стабилизирующий момент, стремящийся возвратить ракету в первоначальное невозмущенное состояние. Наклон сопел препятствует воздействию набегающего воздушного потока на истекающую из боковых сопел струю, а следовательно, действие реактивных струй на кормовую часть ракеты остается нейтральным. Стабилизирующий момент создается не непосредственно действием реактивных струй (тягой) на корпус ракеты, а взаимодействием покинувшей сопло струи с набегающим потоком воздуха, который при взаимодействии с корпусом ракеты практически не увеличивает ее аэродинамическое сопротивление.

Направление стабилизирующего момента зависит от соотношения статического давления и давления торможения в реактивной струе и набегающем потоке воздуха, а также геометрии корпуса (расположение сопел, их количество, угол их наклона), поэтому сопла в зависимости от конкретных условий могут быть расположены как за центром масс, так и перед ним.

После окончания работы двигателя стабилизация ракеты может осуществляться за счет увеличения запаса статической устойчивости при перемещении центра масс ракеты вперед за счет корпуса пустого двигателя, который служит в этом случае стабилизатором, либо головная часть может отделяться и стабилизироваться самостоятельно.

Таким образом, предлагаемые способ и устройство обеспечат упрощение угловой стабилизации ракеты при полете в плотных слоях атмосферы, что сделает возможным применение их на малогабаритных управляемых и неуправляемых ракетах и позволит повысить их тактико-технические характеристики и снизить стоимость.

Источники информации

1. Основы устройства и конструирования летательных аппаратов. В.Н.Новиков, Б.М.Авхимович, В.Е.Вейтин. - М.: Машиностроение, 1991, стр.47, 34 - аналоги.

2. Основы устройства и конструирования летательных аппаратов. В.Н.Новиков, Б.М.Авхимович, В.Е.Вейтин. - М.: Машиностроение, 1991, стр.47, 48, 49 - прототип.

Группа изобретений относится к области ракетной техники, в частности к средствам стабилизации малогабаритных ракет. Сущность изобретений заключается в том, что стабилизирующий момент создают, непрерывно затормаживая набегающий поток воздуха реактивными струями. Заторможенным потоком воздействуют на боковую поверхность ракеты в зоне, смещенной относительно ее центра масс. Действие на корпус реактивных сил в поперечном сечении взаимно уравновешивают. Боковые сопла расположены в кормовой части ракеты попарно противоположно друг другу с наклоном к ее боковой поверхности в сторону заднего торца на угол, больший угла атаки ракеты. Реализация изобретения позволяет упростить угловую стабилизацию ракеты при полете в плотных слоях атмосферы, повысить ее тактико-технические характеристики и снизить стоимость. 2 н. п. ф-лы, 2 ил.

1. Способ стабилизации ракеты в полете, включающий создание стабилизирующего момента за счет энергии реактивных струй, истекающих из боковых сопел, отличающийся тем, что стабилизирующий момент создают непрерывно затормаживая набегающий поток воздуха реактивными струями, заторможенным потоком воздействуют на боковую поверхность ракеты в зоне, смещенной относительно ее центра масс, при этом действие на корпус реактивных сил в поперечном сечении взаимно уравновешивают.2. Ракета, содержащая корпус, ракетный двигатель и боковые сопла, отличающаяся тем, что боковые сопла расположены на кормовой части ракеты попарно противоположно друг другу с наклоном к боковой поверхности ракеты в сторону заднего торца на угол, больший угла атаки ракеты.