УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к управляемым ракетам, выполненным по аэродинамической схеме "утка", имеющим сигналопринимающее устройство, расположенное на заднем торце ракеты и работающее на траектории полета в условиях задымленности продуктами сгорания реактивного двигателя ракеты каналов управления.

Известны комплексы управляемых ракет с полуавтоматическим наведением, работающие в условиях видимости цели оператором и использующие оптическую линию связи "наземная аппаратура управления - ракета".

Основным источником ослабления полезного сигнала являются продукты сгорания топлива реактивного двигателя, работающего на траектории полета ракеты.

Известен ряд мер по снижению влияния продуктов сгорания двигателя ракеты на линии связи "наземная аппаратура управления - ракета". К ним относятся:
- применение в двигательной установке баллиститных порохов с низкой мощностью дымообразования;
- введение разноски по длине ракеты между сигналопринимающим устройством и соплами двигателя;
- снижение количества сопел при переднем их расположении до минимально возможного, двух;
- введение наклона сопел к продольной оси ракеты [1].

Наиболее близким техническим решением является управляемая ракета, выполненная по аэродинамической схеме "утка", содержащая двигательную установку с передним расположением сопел, автоколебательный рулевой привод перед соплами и сигналопринимающее устройство, размещенное в задней части ракеты [2].

Точность стрельбы, снижение уровня дымовых помех от двигательной установки в этом случае достигается за счет введения дополнительного элемента - специального профилированного пояска, расположенного на ракете между сигналопринимающим устройством и соплами. На пояске при сверхзвуковом полете ракеты образуется ударная волна, которая дополнительно отклоняет продукты сгорания пороха двигательной установки, истекающие из наклонных сопел, и за счет этого снижает их влияние в зоне возможного расположения сигналопринимающего устройства.

К недостаткам данного технического решения относятся:
- увеличение калибра ракеты за счет введения дополнительного конического пояска, который обязан выходить за пределы диаметра ракеты;
- образование на конической поверхности ударных волн при сверхзвуковом полете ракеты.

Указанные недостатки приводят к увеличению лобового сопротивления и, как следствие, к снижению дальности стрельбы и увеличению полетного времени, или при обеспечении заданных баллистических характеристик ракеты необходимо увеличивать мощность двигательной установки ракеты, что ведет к увеличению мощности ее дымообразования. Последнее крайне нежелательно в системах, построенных на использовании оптических линий связи.

Технический результат предлагаемого решения - повышение точности стрельбы управляемыми ракетами за счет уменьшения задымленности оптической линии связи при работе двигательной установки на траектории полета.

Технический результат достигается тем, что в известной конструкции управляемой ракеты, выполненной по аэродинамической схеме "утка", содержащей двигатель с передним расположением сопел, автоколебательный рулевой привод, расположенный перед соплами и сигналопринимающее устройство, размещенное в плоскости заднего торца ракеты, рулевые поверхности автоколебательного рулевого привода развернуты в плоскости, перпендикулярной продольной оси ракеты, относительно сопел по направлению вращения ракеты по крену на угол ϕ, определяемый из соотношения

f - частота вращения ракеты по крену;
λ - расстояние от осей рулевых поверхностей рулевого привода до среза сопел двигательной установки ракеты;
v_max. - максимальная скорость полета ракеты на участке работы двигательной установки ракеты;
k - коэффициент, учитывающий канальность рулевого привода;
k=0 - при одноканальном рулевом приводе;
k = π/2 - при двухканальном рулевом приводе.

Изобретение поясняется чертежами, где на фиг.1 изображена заявляемая конструкция ракеты; на фиг.2 - вид ракеты сзади (в картинной плоскости); на фиг. 3 - график зависимости выделения координат от энергетического запаса в оптической линии связи (ОЛС).

Управляемая ракета 1 содержит сигналопринимающее устройство 2, размещенное на заднем торце ракеты, автоколебательный рулевой привод 3 с рулями 4 и двигатель 5 с передним расположением двух сопел 6, расположенных на расстоянии λ от рулей 4.

Во время полета ракеты из сопел двигательной установки истекают струи газов 7, которые смешиваются с турбулентными следами 8, образующимися за рулевыми поверхностями 4 рулевого привода 3, работающего в автоколебательном режиме, при этом для обеспечения гарантированного попадания турбулентных струй 8 на начальный участок газовых струй 7 рулевые поверхности развернуты по направлению вращения ракеты по крену относительно сопел на угол ϕ. В результате, за счет предварительной турбулизации обтекающего потока в районе истечения газовых струй из сопел двигателя снижается оптическая плотность дымового облака, т. е. искусственно увеличивается область распределения продуктов сгорания, а это ведет к снижению их оптической плотности, улучшению условий прохождения управляющего оптического сигнала на сигналопринимающее устройство, расположенное на заднем торце ракеты, и, как следствие этого, повышение точности стрельбы.

На фиг.1, 2 показаны дымовой шлейф 7, истекающий из сопел 6, и турбулентный след 8, образующийся за рулями 4 в полете при работе рулевого привода в автоколебательном режиме.

На фиг.2 стрелкой показано направление вращения ракеты по крену с угловой скоростью f и указано направление угла разворота ϕ рулей 4 рулевого привода 3 относительно сопел 6.

Заявляемое техническое решение позволяет определить необходимый угол и направление (с опережением), на который необходимо развернуть рули относительно сопел в плоскости, перпендикулярной продольной оси ракеты, при котором обеспечивается минимально возможное при всех прочих равных условиях оптическая плотность дымового шлейфа двигателя.

На фиг. 3 графически представлена зависимость выделения координат от энергетического запаса в оптической линии связи (ОЛС). Как видно из фиг.3, точность выделения координат зависит от энергетического запаса в ОЛС. Энергетический запас представляет допустимое ослабление сигнала на входе сигналопринимающего устройства, при котором осуществляется выделение координат. Ослабление оптического сигнала в ОЛС дымовым шлейфом реактивного двигателя зависит от количества и оптических свойств аэрозолей, остающихся в дымовом шлейфе, конструктивных параметров двигателя, калибра, скорости полета ракеты, ориентации шлейфа относительно оптической линии связи (траектории полета ракеты), скорости ветра, его направления, турбулентности атмосферы и определяется из эмпирического выражения (1)
,
где N(t) - мощность дымообразования двигательной установки;
y(t), z(t) - текущие координаты ракеты относительно оптической линии связи;
W_z - боковая скорость ветра;
Т - текущее время;
T_k=Т, при t≤t_рд время работы реактивного двигателя;
Т_k=t_рд, при t>t_рд
σ_o - параметр нормального закона распределения примеси в дымовом шлейфе, зависящий от степени нерасчетности сопла, количества сопел относительной плотности струи, скорости истечения газов из сопел и скорости полета ракеты;
k - коэффициент диффузии, зависящий от скорости ветра, условий стратификации атмосферы и интенсивности и интенсивности турбулентности в следе ракеты.

В первом приближении можно принять

где модуль средней скорости ветра;
k_o,α - - параметры, характеризующие турбулентность в следе ракеты.

Из формул (1) и (2) следует, что ослабление сигнала в ОЛС при всех равных условиях уменьшается с увеличением интенсивности турбулентности среды, в которую истекают продукты сгорания пороха двигательной установки, т.е. при увеличении коэффициентов k₀ и α снижается ослабление сигнала в ОЛС дымовым шлейфом двигателя.

Поставленная задача может быть достигнута за счет направленного увеличения интенсивности турбулентности среды (атмосферы), в которую выбрасываются продукты сгорания двигателя ракеты. Для увеличения интенсивности турбулентности в струе газов, истекающих из сопла ракетного двигателя, необходимо осуществить направленное изменение турбулентности среды в районе начального участка среды, как наиболее уязвимого с данной точки зрения.

Начальный участок струи газов, истекающих из двигательной установки, считается равным 30...50 диаметрам критического сечения сопла.

Задача может быть решена постановкой специального турбулизатора перед соплом двигательной установки, обеспечивающего увеличение интенсивности турбулентности среды в области начального участка струи, и, как следствие этого, перемешиваемости продуктов сгорания двигателя с атмосферой, снижение их оптической плотности и, как следует из формул (1), (2), снижение ослабления сигнала дымовым шлейфом двигателя ракеты. Но постановка специального турбулизатора нежелательна, т.к. он обязан выступать за калибр ракеты и, как следствие этого, ухудшать ее аэродинамические характеристики.

Роль естественных турбулизаторов среды при выполнении ракет по аэродинамической схеме "утка" выполняют рулевые поверхности рулевого привода, расположенные перед соплами двигательной установки. При этом их интенсивность как турбулизаторов повышается, когда привод выполнен автоколебательным.

При этом задача сводится к обеспечению попадания турбулентных следов от рулей автоколебательного привода на начальный участок газовых струй, истекающих из сопел двигательной установки.

Очевидно, что при отсутствии вращения ракеты по крену рули автоколебательного рулевого привода должны располагаться строго на одной линии впереди сопел по длине ракеты, а при вращении ракеты по крену необходимо развернуть рули с опережением, чтобы их турбулентный след попадал на начальный участок струи. Величина разворота связана со скоростью этого вращения, расстоянием от рулей до сопел по длине ракеты, скоростью полета ракеты.

Если расстояние от рулей до сопел и частота вращения ракеты по крену постоянны, то скорость полета ракеты на участке работы двигательной установки величина переменная, и это необходимо учитывать.

То есть время t, за которое сопла ракеты подойдут к участку атмосферы, турбулизированному рулями, равно

где λ - расстояние от рулей до сопел по длине ракеты;
v - скорость полета ракеты.

Тогда угол ϕ, на который повернутся рули за счет наличия вращения ракеты по крену за это время, будет
ϕ = 2πf, (4)
где f - скорость вращения ракеты по крену.

Из выражений (3), (4) имеем

Подставляя в выражение (5) значение максимальной скорости полета ракеты на участке работы двигательной установки, имеем минимальное значение угла ϕ, при котором даже при V_max имеет попадание турбулентного следа на срез сопла двигателя. При значениях V<V_max попадание турбулентного следа начального участка струи за соплом двигательной установки гарантировано.

Зависимость (5) справедлива при наличии на ракете двухсоплового двигателя и рулевого привода, имеющего одну пару рулей, т.е. выполненного по одноканальной схеме. При выполнении рулевого привода по двухканальной схеме, имеющего две пары взаимно перпендикулярных рулей, необходимо учесть угол между парами взаимно перпендикулярных рулей, т.е. (π/2).
Окончательное соотношение для рассматриваемого варианта примет вид

где k=0, при одноканальном исполнении рулевого привода;
k = π/2, при двухканальном исполнении рулевого привода.

Реализуется предложенное решение следующим образом.

Во время полета ракеты из сопел двигательной установки истекают струи газов 7, которые смешиваются с турбулентными следами 8, образующимися за рулевыми поверхностями рулевого привода, работающего в автоколебательном режиме, при этом для обеспечения гарантированного попадания турбулентных струй 8 на начальный участок газовых струй 7 рулевые поверхности развернуты по направлению вращения ракеты по крену относительно сопел на угол ϕ. В результате, за счет предварительной турбулизации обтекающего потока в районе истечения газовых струй из сопел двигателя снижается оптическая плотность дымового облака, т.е. искусственно увеличивается область распределения продуктов сгорания, а это ведет к снижению их оптической плотности, улучшению условий прохождения управляющего оптического сигнала на сигналопринимающее устройство, расположенное на заднем торце ракеты, и как следствие этого, повышение точности стрельбы.

Достоинством предлагаемой управляемой ракеты является ее конструктивная простота. В ней нет дополнительных конструктивных элементов, работа которых направлена только на обеспечение снижения задымленности, а роль этих элементов выполняют существующие конструктивные решения и положительный эффект достигается только за счет их определенной пространственной ориентации. Безразлично также вращается ракета по крену или нет. При отсутствии вращения ракеты по крену угол разворота ϕ, как следует из соотношения (6), равен нулю.

Достоинством является также то, что его можно использовать в управляемых ракетах с любыми двигателями, принцип работы которых основан на преобразовании, сопровождающемся горением, химической энергии топлива в кинетическую энергию истекающих из сопел двигателя продуктов сгорания топлива.

Реализуемость данного технического решения не вызывает затруднений и при выполнении блочной конструкции ракеты требует лишь учета взаимной определенной ориентации блоков при их проектировании без введения новых конструктивных элементов.

ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ
1. А.Н. Комиссаренко, В.М. Кузнецов. "Динамика полета противотанковых и зенитных ракет в турбулентной атмосфере", НТЦ "Информтехника", М., 1994 г., гл. 8.

2. Техническое описание и инструкция по эксплуатации ПТУРС 9М113. Ордена Трудового Красного знамени Военное издательство Министерства Обороны СССР, М., 1978 г., с.168-172.

3. А.С. Гиневский. "Теория турбулентных струй и следов". Машиностроение, М. , 1969, гл. III, 5, с. 186. "Методы направленного изменения аэродинамических характеристик турбулентных струйных течений".