СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ВРАЩАЮЩИМСЯ СНАРЯДОМ И УПРАВЛЯЕМЫЙ СНАРЯД

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

D=d+2·L·γ

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

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

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

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

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