УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА Российский патент 2005 года по МПК F42B15/00 

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано как в больших, так и в малогабаритных ракетах, запускаемых из транспортно-пусковых контейнеров.

Известна зенитная управляемая ракета комплекса "Тунгуска" - твердотопливная, бикалиберная двухступенчатая с отделяемым стартовым двигателем, выполненная по схеме "утка". Маршевая ступень имеет стержневую боевую часть большого удлинения, аппаратуру управления и блок непрерывного светового излучения (Журнал Военно-промышленного комплекса "Военный парад", ноябрь-декабрь 1994 г., статья "Зенитный пушечно-ракетный комплекс "Тунгуска", с.139-141).

Известна зенитная управляемая ракета комплекса "Тунгуска-M1", которая размещена в транспортно-пусковом контейнере, выполнена по бикалиберной схеме и состоит из маршевой ступени и отделяемой механизмом разделения стартовой ступени. Маршевая ступень состоит из боевого снаряжения, включающего осколочно-стержневую боевую часть, контактный и неконтактный взрыватели с головным обтекателем и функциональным блоком, содержащим рулевой привод, гироскопический координатор, электронную аппаратуру, высокочастотный блок и блок светового излучателя (Журнал Военно-промышленного комплекса "Военный парад", май-июнь 1999 г., статья "Тунгуска" становится эффективней", с.86-88, и март-апрель 1999 г., статья "Зенитный пушечно-ракетный комплекс "Тунгуска-M1", с.20).

Известна зенитная управляемая ракета, состоящая из отделяемой стартовой ступени и маршевой ступени с аппаратурой радиокомандного управления и блоком светового излучателя, установленного в задней части ступени (Зенитная управляема ракета. RU. Патент № 2167390. Класс 7 F 42 B 15/10. БИ № 14, 20.05.2001).

Отличительной общей особенностью этих ракет является наличие двух ступеней, отделяемой стартовой ступени и маршевой ступени, в которой устанавливается рулевой привод, управляющий аэродинамическими органами управления. Рулевой привод работает на горячем газе от порохового аккумулятора давления (ПАД). Недостатками такого типа привода, а следовательно, и ракет с ним, являются:

1. Большие масса и габариты из-за необходимости применения на борту ракеты автономного источника питания (ПАДа).

2. Необходимость использования дополнительных устройств на пути газового потока от ПАДа к приводу, таких как фильтры грубой и тонкой очистки газа.

3. Зависимость габаритных размеров ПАДа, а именно, его длины от времени полета ракеты, так как длина пороховой шашки ПАДа, а следовательно, и ПАДа в целом, определяется произведением скорости горения выбранной марки пороха шашки на время полета ракеты.

4. Низкая надежность работы из-за возможности засорения фильтров очистки и дросселирующих отверстий газового распределительного устройства привода.

5. Низкая безопасность работы из-за возможности взрыва в результате увеличения давления газа в камере ПАДа выше допустимого в случае существенного снижения расхода газа при уменьшении критического расходного сечения в цепи источник газа - потребитель из-за возможного засорения.

Известна управляемая ракета, принятая авторами в качестве ближайшего аналога (прототипа) к предлагаемому изобретению, в которой устранены недостатки управляемых ракет из источников [1-3]. Ракета состоит из отделяемой стартовой ступени и маршевой ступени с головной частью с носовым воздухозаборником и корпусом с воздушно-динамическим рулевым приводом и аэродинамическими органами управления. Головная часть выполнена с обтекателем конусообразной формы, внутри которого, как это видно на схеме, проходит канал для воздушного потока от входа воздухозаборника к входу газового распределительного устройства рулевого привода (А.Г.Шипунов, В.Д.Дудка, B.C.Фимушкин, Б.А.Никаноров. Рулевой привод для ракет комплексов высокоточного оружия, "Военный парад", 1(37), 2000).

Как известно из источников информации [4-7], воздушно-динамический рулевой привод (ВДРП) нашел широкое применение в дозвуковых и сверхзвуковых управляемых снарядах и ракетах комплексов высокоточного оружия. Привод использует для управления энергию обтекающего снаряд или ракету потока воздуха. Исключение из состава снаряда или ракеты бортового источника питания обеспечивает работу привода все время, пока движется снаряд или ракета, и сокращает массу, объем и трудоемкость привода, что является достоинством такого типа привода, то есть недостатки управляемых ракет с приводом, работающим от ПАДа, устранены, но возникает проблема применения ВДРП в ракетах с гиперзвуковыми скоростями пролета. Так как при использовании энергии обтекающего ракету воздушного потока для ракет с большой сверхзвуковой и гиперзвуковой скоростью полета возникает проблема больших температур вследствие кинетического нагрева, которая усугубляется также и силовым воздействием давления торможения на элементы конструкции воздушно-динамического рулевого привода (температуры торможения и давления торможения на входе воздухозаборника при полете снаряда или ракеты). Температура торможения и давление торможения определяются из следующих известных в аэродинамике зависимостей:

Т_вх=Т_а(1+0,2·М²),

где Т_вх - температура на входе воздухозаборника (температура торможения), К;

Т_а - температура окружающей среды, К;

число Маха:

;

скорость звука, м/с:

;

ν - скорость полета снаряда или ракеты;

при М<0,6,

P_и=P_ст·(1+0,2·М²)^3,5-Р_ст при М<1,1,

при М≥1,1,

где P_и - избыточное давление на входе воздухозаборника, кг/см²;

Р_ст=f(H,T_a) - статическое давление окружающей среды, кг/см²;

Н - высота полета снаряда или ракеты;

ρ - плотность воздуха.

Так например, температура торможения [9, стр.517, Температура торможения] на входе воздухозаборника в диапазоне скоростей до М=6,0 при T_a=293 К (t=20°С) из выражения для Т_вх составляет

Видно, что в диапазоне гиперзвуковых скоростей (М=5,5-6,0) наблюдается резкое увеличение температуры торможения, измеряемой несколькими тысячами градусов Цельсия (2130°С). И это при давлении торможения в несколько десятков атмосфер (40-50 кг/см²), как это видно из графика в источнике [5, рис.3, кривая 2].

Поэтому повышение скорости управляемой ракеты с ВДРП является трудновыполнимой задачей, без решения которой затруднено дальнейшее расширение областей применения воздушно-динамических рулевых приводов. Это является существенным сдерживающим фактором для применения этого типа привода в высокоскоростных управляемых снарядах и ракетах, и без принятия специальных мер как в выборе конструкционных материалов, так и в конструкции воздухозаборного устройства привода, не может быть реализована.

В части применения известного перспективного воздушно-динамического рулевого привода [4-7] в высокоскоростных управляемых ракетах и снарядах эта проблема техники не решена. Работоспособность привода на воздухе высоких параметров по температуре и давлению торможения, его выходные параметры быстродействия и точности, надежности работы не обеспечиваются при использовании ВДРП в составе гиперзвуковых управляемых ракет и снарядов, что является существенным недостатком известного технического решения.

Вместе с использованием жаростойких материалов решение этой проблемы при разработке гиперзвуковых управляемых ракет [7, стр.456, рисунок 6] может быть достигнуто за счет установки специальных теплообменных устройств, эффект от применения которых можно объяснить следующими обстоятельствами.

Для управляемых ракет, состоящих из отделяемой стартовой ступени и маршевой ступени, можно четко выделить два участка управляемого полета.

На первом участке происходит быстрый разгон ракеты от нулевой скорости до гиперзвуковой к моменту начала участка управления маршевой ступени. В соответствии со скоростью разгона изменяются и температура и давление торможения, достигая максимума к окончанию разгона.

На втором участке после отделения стартовой ступени происходит плавное уменьшение скорости до конца управляемого полета ракеты с одновременным соответствующим снижением температуры и давления торможения, что видно на графике изменения температуры [5, стр.195, рис.3, кривая 4 с момента времени полета τ_п≤3 с].

На фиг.1 приведена зависимость температуры торможения (кривая 1) гиперзвуковой управляемой ракеты при полете со скоростью М=6,0 при Т_а=333 К (t=+60°С) по времени полета τ_п=25 с. Видно, что максимальная температура, то есть пик температуры торможения составляет ≈2000°С, который уменьшается до ≈100°С к концу полета.

Из анализа графиков температуры торможения по времени полета видно, что температура торможения резко увеличивается по времени полета ракеты и имеет ярко выраженный пик к концу разгона ракеты, причем сравнительно ограниченный по времени, то есть процесс носит нестационарный (неустановившийся) характер [12, стр.171; 14, стр.8-9], очень динамичный по времени, при котором во времени меняется расход теплоносителя (нагретого воздуха) за счет изменения давления (в результате изменения скорости полета ракеты) и его температура на входе воздухозаборника.

Если за счет применения какого-то технического средства удалось бы сгладить этот пик температуры торможения до требуемого уровня, определяемого работоспособностью применяемых конструкционных материалов, то удалось бы тем самым решить проблему больших температур для обеспечения работоспособности воздушно-динамического рулевого привода.

Учитывая инерционность во времени теплового процесса нагрева и охлаждения, что подтверждается источником информации [13, стр.33, стр.35-38, стр.45-50], в котором вводится понятие о термической инерции тела и постоянной термической инерции, и, проводя аналогию с теорией автоматического регулирования и управления, очевидно, что для такой цели наиболее подходящим является сглаживающий фильтр в виде апериодического или инерционного, как иногда его называют, звена с передаточной функцией [8, стр.272-274, Апериодическое звено; 9, стр.468, Сглаживающий фильтр]

где К - статический коэффициент передачи (коэффициент пропорциональности);

Т - постоянная времени фильтра, на вход которого подается сигнал, пропорциональный кривой изменения во времени температуры торможения, и по результатам отработки этого сигнала определяется та минимально допустимая постоянная времени Т, при которой пик температуры достигает приемлемого значения.

В качестве такого сглаживающего фильтра в применении к тепловым процессам можно рассматривать теплообменное устройство, например, трубчатое или щелевое [15, стр.383-386; 12, стр.80-139], в котором осуществляется теплообмен между высокотемпературным газом и аккумулирующим тепло материалом устройства, в рассматриваемом случае теплоносителем является газ, а материалом металл.

Постоянная времени Т, величина, характеризующая инерционность динамической системы, имеет размерность времени. Например, постоянная времени электрической цепи характеризует скорость изменения тока или напряжения в ней при переходном процессе, который носит экспоненциальный характер. В применении к тепловым процессам постоянная времени Т это величина, характеризующая термическую инерцию тела, то есть скорость изменения температуры при скачкообразном набросе или сбросе тепловой нагрузки [12, Глава 4. Нестационарный обмен при течении газа в трубе, стр.80-139, Глава 6. Методы расчета теплообменных устройств в нестационарных условиях для однофазных потоков, стр.153-175; 13, стр.34 1-й абзац сверху; 16, стр.220-223], при котором процесс изменения температуры t=f(τ) носит экспоненциальный характер [16, стр.223 3-й абзац снизу; 13, стр.37 1-й абзац снизу, стр.33-37].

Из источников информации [9, стр.520] известен аппарат для передачи теплоты от среды с более высокой температурой (греющая теплота - теплоноситель) к среде с более низкой температурой (нагреваемое тело). Такой аппарат получил название "теплообменник". Хотя для нашего рассматриваемого случая этот термин не совсем подходящий, если внимательно ознакомиться с типами теплообменников, рассматриваемых в этом источнике информации. Поэтому авторами принят термин "теплообменное устройство", поскольку более правильно отражает происходящие в нем тепловые процессы. Конечно, по мнению авторов, наиболее подходящим для данного случая подходило бы название "тепловой инерционный сглаживающий фильтр", но как следует из источника [9, стр.521, Теплофильтр, Фильтр; стр.468, Сглаживающий фильтр], ни одно из этих названий не может быть принято за основу и поэтому принятый термин "теплообменное устройство" остается в редакции авторов в описании материалов заявки. В подтверждение принятого термина можно привести, например, источник информации [12, Глава 6], в котором совершенно справедливо используется термин "теплообменное устройство" [12, стр.153] при рассмотрении взаимодействия газового теплоносителя и трубы [17, стр.88, задача 5-42 "В теплообменном устройстве..."; 16, стр.245, 1-й абзац снизу].

Как известно [12, стр.171, 1-й абзац снизу; 16, стр.261, 3-й абзац снизу], в тепловых процессах, происходящих в теплообменных аппаратах и устройствах, существенным является то, что во времени меняется и температура стенки, следовательно, стенка либо аккумулирует часть теплового потока, идущего от "горячего" теплоносителя (нагрев стенки), либо сообщает дополнительное тепло "холодному" теплоносителю (охлаждение стенки).

Аналогично этому происходит процесс в сглаживающем RC-фильтре, например, для сглаживания пульсаций напряжения, в котором при увеличении напряжения происходит заряд конденсатора фильтра, а при уменьшении напряжения - разряд конденсатора.

Из имеющейся информации нет ясности, какие требования должны быть предъявлены к теплообменному устройству, как и из каких физических соображений они должны быть определены. В каком месте должно быть установлено оно, в приводе, на подходе к нему, на входе. Без ответа на эти вопросы и выше отмеченные, конструктору-разработчику гиперзвуковых управляемых снарядов и ракет с рулевым приводом, использующим энергию набегающего воздушного потока высоких параметров по температуре и давлению торможения, конечно не обойтись для обеспечения надежности функционирования воздушно-динамического рулевого привода.

Решение всех этих поставленных вопросов тем более важно, поскольку позволяет существенно расширить границы возможного использования вновь разработанных перспективных воздушно-динамических рулевых приводов в скоростных ракетах, сверх- и гиперзвуковых, и тем самым значительно расширить возможность практического применения рассматриваемого типа этих приводов, впервые разработанных в нашей стране и нашедших достойное признание в разработках управляемых снарядов и ракет, применяемых в нашей стране и за рубежом, в которых обеспечивается работа воздушно-динамических рулевых приводов с заданной точностью и быстродействием с минимальными габаритно-массовыми характеристиками в широком диапазоне входных давлений, в том числе низких и сверхнизких.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение скорости полета управляемой ракеты с воздушно-динамическим рулевым приводом и расширение границ возможного использования разработанных перспективных воздушно-динамических рулевых приводов в высокоскоростных управляемых ракетах и снарядах высокоточных комплексов управляемого вооружения.

Эта задача решается за счет того, что в управляемой ракете, состоящей из отделяемой стартовой ступени, маршевой ступени с головной частью, носовым воздухозаборником, корпусом с воздушно-динамическим рулевым приводом и аэродинамическими органами управления, в маршевую ступень введено теплообменное устройство, вход которого соединен с входом воздухозаборника, а выход - с входом газового распределительного устройства рулевого привода, причем постоянная термической инерции теплообменного устройства выбрана из условия максимального ослабления на выходе устройства максимального пика температуры торможения потока на входе воздухозаборника до уровня не выше предельного, выдерживаемого материалами привода, при обеспечении минимальной термической инерционности теплообменного устройства из условия обеспечения его минимальных массогабаритных показателей.

На фиг.2 представлена принципиальная конструктивная схема управляемой ракеты, состоящей из отделяемой стартовой ступени 3, маршевой ступени 4 с головной частью 5, носовым воздухозаборником 6 и корпусом 7 с воздушно-динамическим рулевым приводом и аэродинамическими органами управления (рулями) 8, на фиг.3 - маршевая ступень, на фиг.4 - головная часть с воздушно-динамическим рулевым приводом 10 и подводящей воздухозаборной трубкой 9, на фиг.5 - головная часть - с трубчатым теплообменным устройством 12 и воздушно-динамическим рулевым приводом 10 с газовым распределительным устройством 16 в виде струйной трубки.

Внешний вид головной части с воздушно-динамическим рулевым приводом известной гиперзвуковой управляемой ракеты приведен в известном источнике информации [7, стр.456 в разделе иллюстраций "Зенитных комплексов ПВО ближнего рубежа"].

На фиг.4 обозначено Р_вх, Т_вх - давление и температура торможения в зоне забора воздушного потока, Р_сбр - давление воздушного потока в зоне сброса.

На фиг.5 представлены обтекатель 11, теплообменное устройство 12, ресивер 13, рабочие полости 14 исполнительного двигателя рулевого привода, поршень 15, пневматическое распределительное устройство 16, усилитель 17, электромеханический преобразователь 18, U_y - сигнал управления, х - перемещение поршня, δ - угол поворота рулей, Р - давление, Т - температура, G - расход, G₁, G₂ - расход воздуха в первой и второй рабочих полостях привода.

На фиг.5, чтобы не затенять чертеж, не показаны элементы крепления теплообменного устройства.

Трубчатое теплообменное устройство конструктивно выполнено по аналогии с известным [11, фиг.1, поз.8 теплообменник] в виде трубопровода спиралевидной формы из жаростойкой стали, например, нержавеющей стали марки 12Х18Н10Т. Теплообменное устройство для увеличения поверхности теплоотдачи, то есть для увеличения постоянной времени нагрева и введения за счет этого более сильного сглаживания пика температуры, выполнено в виде спирали переменного диаметра и размещается внутри корпуса обтекателя головной части. В случае достаточности постоянной времени для обеспечения необходимого сглаживания это устройство может быть выполнено также в виде спирали постоянного диаметра для уменьшения массы конструкции или более ограниченного числа витков спирали переменного диаметра. Конечно, конструкция теплообменного устройства может быть ограничена не только этим вариантом, могут быть и другие конструктивные решения, например, в виде пучка трубок и др. [16, стр.245, 1-й абзац снизу], которые здесь не рассматриваются и не являются предметом настоящего изобретения.

К выходу теплообменного устройства подсоединяется ресивер 13, к выходам которого подключены входы (или вход, если он один) газовых распределительных устройств рулевого привода.

Требуемое значение постоянной времени нагрева теплообменного устройства определяется путем пропускания сигнала, пропорционального кривой изменения во времени температуры торможения (кривая 1 на фиг.1), через сглаживающий фильтр с передаточной функцией

где К - статический коэффициент передачи (коэффициент пропорциональности);

Т - постоянная времени фильтра.

Для этого, например, на персональном компьютере набирается дифференциальное уравнение сглаживающего фильтра, аппроксимируется по точкам кривая 1 фиг.1, которая затем вводится на вход фильтра. По результатам отработки этого сигнала при различных значениях постоянной времени сглаживающего фильтра определяется приемлемое с точки зрения обеспечения заданного сглаживания пика температуры торможения значение постоянной времени сглаживающего фильтра Т, равное постоянной времени термической инерции теплообменного устройства, понятие о которой введено в работе [13, стр.33-37].

В качестве примера на фиг.1 приведена зависимость температуры t=f(τ_п) (см. кривую 2), полученной путем пропускания сигнала (кривой 1) через сглаживающий фильтр с передаточной функцией

с постоянной времени Т=5,5·10^-3 с. Видно, что при выбранной постоянной времени наблюдается существенное (примерно в 3 раза) уменьшение пика температуры торможения, получено ˜650°С вместо ˜2000°С до введения устройства.

Зная величину требуемой постоянной времени термической инерции теплообменного устройства для обеспечения необходимого сглаживания пика температуры и пользуясь известным [13, стр.45] методом электротепловых аналогий, суть которого основана на том, что и изменение температуры тел в условиях регулярного теплового режима и разряд конденсатора через некоторое сопротивление совершаются по одному и тому экспоненциальному закону, и что тогда процесс передачи тепла в тепловых системах можно рассматривать как явление протекания тока в соответствующих эквивалентных электрических цепях с передаточной функцией апериодического фильтра

где Т - постоянная фильтра,

приравниваем полученную постоянную времени Т постоянной термической инерции тела, которую необходимо обеспечить в теплообменном устройстве.

Учитывая, что постоянная термической инерции тела равна произведению его теплоемкости на тепловое сопротивление на его поверхности, или, что то же самое, равна отношению теплоемкости системы и коэффициента теплопередачи [13, стр.45], определяются конструктивные параметры теплообменного устройства: площадь поверхности теплопередачи, масса материала, геометрия трубопровода (внутренний и наружный диаметры трубки и ее длина). Формулы для расчета конструктивных параметров теплообменного устройства здесь не приводятся. Заложенные параметры уточняются по результатам испытаний конструкции теплообменного устройства в составе объекта применения.

Как следует из сказанного выше, выбор постоянной термической инерции теплообменного устройства управляемого снаряда определен физически из двух следующих условий.

Во-первых, постоянная термической инерции теплообменного устройства выбрана из условия максимального ослабления на выходе устройства максимального пика температуры торможения на входе воздухозаборника до уровня не выше предельного, выдерживаемого материалами привода.

Это условие является необходимым, но недостаточным, так как при выполнении этого условия следует, что чем больше постоянная термической инерции теплообменного устройства, тем ниже пик температуры газа на выходе устройства, то есть это наилучшее для работоспособности привода с точки зрения пригодности применяемых в нем конструкционных материалов. Но с другой стороны, чем больше эта постоянная, тем больше будут габариты и масса теплообменного устройства, что в малогабаритном управляемом снаряде связано с определенными трудностями реализации, а может быть и нереализованным вообще при недопустимых для управляемого снаряда массе и габаритах теплообменного устройства.

Из-за этого постоянная термической инерции теплообменного устройства должна быть с другой стороны минимальной для обеспечения минимальной термической инерциальности теплообменного устройства из условия обеспечения его минимальных массогабаритных показателей.

Поэтому выбор постоянной термической инерции теплообменного устройства из удовлетворения этих двух противоречивых условий позволяет максимально ослабить на выходе устройства максимальный пик температуры торможения потока на входе воздухозаборника до уровня не выше предельного, выдерживаемого материалами привода при обеспечении при этом минимальных массогабаритных показателей управляемой ракеты.

Управляемая ракета в составе стартовой ступени 3, состоящей из двигателя с зарядом твердого топлива и установленным стабилизатором, и маршевой ступени 4, состоящей из боевого снаряда с аппаратурой управления с блоком светового излучателя, устанавливаемого в задней части маршевой ступени 4, и ВДРП, устанавливаемым в головной части маршевой ступени, управляется по сигналам управления.

Предлагаемая управляемая ракета с теплообменным устройством позволила обеспечить надежное функционирование воздушно-динамического рулевого привода при полете ракеты на гиперзвуковой скорости за счет эффективного (≈ в 3 раза) уменьшения пикового значения температуры торможения на входе газового распределительного устройства привода, достигаемого за счет термической инерционности теплообменного устройства, в котором при резком увеличении температуры торможения проходящего газа при быстром разгоне ракеты до гиперзвуковой скорости происходит накопление тепловой энергии в стенках трубчатого теплообменного устройства и снижение за счет этого температуры газа на выходе устройства и отдача накопленного тепла стенки газу при снижении температуры газа на входе, что характерно на участке полета маршевой ступени, когда ракета летит по инерции и скорость ее плавно уменьшается.

Проведенные проверки опытных образцов предлагаемой малогабаритной управляемой ракеты с теплообменным устройством подтвердили эффективность заложенного технического решения при полете с гиперзвуковыми скоростями в диапазоне М≤6,0.

Таким образом, предлагаемое техническое решение позволяет обеспечить возможность работы управляемой ракеты с воздушно-динамическим рулевым приводом на гиперзвуковой скорости и расширить границы возможного использования разработанных перспективных воздушно-динамических рулевых приводов в высокоскоростных управляемых ракетах и снарядах высокоточных комплексов управляемого вооружения.

Источники информации

1. Журнал Военно-промышленного комплекса "Военный парад", ноябрь-декабрь 1994 г., статья "Зенитный пушечно-ракетный комплекс "Тунгуска", с.139-141.

2. Журнал Военно-промышленного комплекса "Военный парад", май-июнь 1999 г., статья "Тунгуска" становится эффективней", с.86-88, и март-апрель 1999 г., статья "Зенитный пушечно-ракетный комплекс "Тунгуска-М1", с.20.

3. Зенитная управляема ракета. RU. Патент №2167390. Класс 7 F 42 B 15/10. БИ №14, 20.05.2001.

4. А.Г.Шипунов, В.Д.Дудка, B.C.Фимушкин, Б.А.Никаноров. Рулевой привод для ракет комплексов высокоточного оружия, "Военный парад", 1(37), 2000.

5. B.C.Фимушкин. Разработка воздушно-динамических рулевых приводов. Известия Тульского государственного университета. Серия "Вычислительная техника. Автоматика. Управление". Том 3. Выпуск 3. Управление. Тульский государственный университет. Тула, 2001, с.191-196.

6. Шипунов А.Г., Фимушкин B.C., Никаноров Б.А. Концепция разработки воздушно-динамических рулевых приводов ракет комплексов высокоточного оружия. Пневмогидроавтоматика-99, Всероссийская конференция. Тезисы докладов. Институт проблем управления им. В.А.Трапезникова. Москва, 1999, с.12-14.

7. Шипунов А.Г., Фимушкин B.C., Никаноров Б.А. Системный подход к проектированию, конструированию и экспериментальной отработке воздушно-динамических рулевых приводов. Известия Тульского государственного университета. Серия Проблемы специального машиностроения. Выпуск 2. Материалы региональной научно-технической конференции. Материалы докладов. "Проблемы проектирования и производства систем и комплексов". Тула, 1999, с.449-457.

8. Техническая кибернетика. Серия инженерных монографий под редакцией Солодовникова В.В. Теория автоматического регулирования. Книга 1. Математическое описание, анализ устойчивости и качества систем автоматического регулирования. М.: Машиностроение, 1967.

9. Политехнический словарь. Издание второе. Главный редактор А.Ю.Ишлинский. М.: Советская энциклопедия, 1980.

10. Гидравлические и пневматические силовые системы управления. Под ред. Дж.Блэкборн, Г.Ритхоф, Дж.Л.Шерер. М.: ИИЛ, 1962.

11. Способ проверки функционирования воздушно-динамического рулевого привода управляемых снарядов или ракет и устройство для его осуществления. RU. Патент №2001132505. Класс 7 F 42 B 15/01. Приоритет 29.11.2001 г.

12. Нестационарный теплообмен. М.: Машиностроение, 1973. Авт.: В.К.Кошкин, Э.К.Калинин, Г.А.Дрейцер, С.А.Ярхо.

13. Гордов А.Н. Измерения температур газовых потоков. М.-Л.: Машгиз, 1962.

14. Алифанов О.М. Обратные задачи теплообмена. М.: Машиностроение, 1988.

15. Жукаускас А.А. Конвективный перенос в теплообменниках. М.: Наука. 1982.

16. Михеев М.А., Михеева И.М. Основы теплопередачи. М.: Энергия, 1977.

17. Краснощеков Е.А., Сукомел А.С. Задачник по теплопередаче. М.: Энергия, 1975.

Изобретение относится к области вооружения. Управляемая ракета содержит отделяемую стартовую ступень, маршевую ступень с головной частью, носовой воздухозаборник, корпус с воздушно-динамическим рулевым приводом и аэродинамические органы управления. В маршевую ступень ракеты введено теплообменное устройство, вход которого соединен с входом воздухозаборника, а выход - с входом газового распределительного устройства рулевого привода. При использовании изобретения повышается надежность работы управляемой ракеты. 5 ил.

Управляемая ракета, содержащая отделяемую стартовую ступень, маршевую ступень с головной частью, носовой воздухозаборник, корпус с воздушно-динамическим рулевым приводом и аэродинамические органы управления, отличающаяся тем, что в маршевую ступень ракеты введено теплообменное устройство, вход которого соединен с входом воздухозаборника, а выход - с входом газового распределительного устройства рулевого привода.