Спосіб стабілізації ракети в польоті та ракета для його реалізації
Власники патенту UA 2247926:
Група винаходів відноситься до галузі ракетної техніки, зокрема засобів стабілізації малогабаритних ракет. Сутність винаходів полягає в тому, що стабілізуючий момент створюють, безперервно загальмовуючи потік повітря, що набігає, реактивними струменями. Загальмованим потоком впливають на бічну поверхню ракети в зоні, зміщеній щодо центру мас. Дія на корпус реактивних сил у поперечному перерізі взаємно врівноважують. Бічні сопла розташовані в кормовій частині ракети попарно протилежно один одному з нахилом до її бічної поверхні у бік заднього торця на кут, більший за кут атаки ракети. Реалізація винаходу дозволяє спростити кутову стабілізацію ракети при польоті в щільних шарах атмосфери, підвищити її тактико-технічні характеристики та знизити вартість. 2 зв. п. ф-ли, 2 іл.
Винахід відноситься до галузі ракетної техніки і може бути використане в малогабаритних керованих та некерованих ракетах, особливо гіперзвукових.
Недоліком відомого способу та ракети для його реалізації є наявність виступаючих за калібр ракети поверхонь, які збільшують її аеродинамічний опір. При польоті в щільних шарах атмосфери з гіперзвуковою швидкістю їх необхідно захищати від кінетичного нагріву потоком повітря, що набігає, що додатково збільшує аеродинамічний опір ракети і її пасивну вагу, що не завжди можливо в малогабаритних ракетах. Застосування жароміцних матеріалів захисту стабілізаторів від кинетнагрева різко збільшує вартість ракети.
Кут атаки при реалізації відомого способу повинен бути завжди рівний нулю, що вимагає вироблення додаткових команд. На вироблення команд стабілізації та управлінняпотрібен певний час, що призводить до коливань ракети навколо центру мас і збільшує її аеродинамічний опір, можливі також збої апаратури управління, що може призвести до виходу ракети на нерозрахункові кути атаки та її подальшого руйнування.
Все це є недоліками відомого способу та конструкції ракети для його здійснення.
Завданням пропонованого винаходу є виключення зазначених недоліків, а саме: спрощення способу за рахунок скорочення кількості операцій і спрощення конструкції ракети для його здійснення за рахунок виключення апаратури управління і приводів, підвищення за рахунок цієї надійності та швидкодії, зниження пасивної ваги, що в кінцевому підсумку повинно забезпечити стабілізацію ракет при польоті в щільних шарах атмосфери (як керованих, так і некерованих) без збільшення їх аеродинамічного опору, що уможливлює його застосування в малогабаритних ракетах без істотного збільшення вартості.
Для вирішення цього завдання у відомому способі стабілізації ракети в польоті, що включає створення стабілізуючого моменту за рахунок енергії реактивних струменів, що витікають з бічних сопел, стабілізуючий момент створюють безперервно загальмовуючи потік повітря, що набігає, реактивними струменями, загальмованим потоком впливають на бічну поверхню ракети в зоні її центру мас, при цьому дію на корпус реактивних сил у поперечному перерізі взаємно врівноважують.
Для реалізації запропонованого способу в ракеті, що містить корпус, ракетний двигун і бічні сопла, на відміну від прототипу, бічні сопла розташовані на кормовій частині ракети протилежно попарно один одному, з нахилом до бічної поверхні ракети в бік заднього торця на кут, більший кутаатаки ракети.
Пропонований спосіб і ракета для його реалізації дозволяють за рахунок гальмування потоку, що набігає реактивними струменями створити зону підвищеного тиску в кормовій частині ракети, що забезпечує її кутову стабілізацію. При цьому за рахунок нахилу сопів взаємодія реактивних струменів з потоком повітря, що набігає відбувається після припинення взаємодії струменя з корпусом ракети, що практично не збільшує її (ракети) аеродинамічний опір. Крім того, похилі сопла створюють додаткову осьову тягу.
Суть передбачуваного винаходу пояснюється графічними матеріалами. На фіг.1 представлена пропонована ракета при польоті без збурень, на фіг.2 представлена пропонована ракета в польоті за наявності кута атаки, викликаного силами, що обурюють.
Ракета (фіг.1) містить головну частину 1, реактивний двигун 2, з центральним соплом 3 і бічними соплами 4. Бічні сопла розташовані попарно протилежно на кормовій частині ракети 5 і нахилені на кут α, більший кута атаки β (фіг.2).
Пристрій працює наступним чином. У польоті перед струменями 6, створюваними бічними соплами 4, на кормовій частині ракети 5 утворюється зона підвищеного тиску 6, яка створює момент, що стабілізує Мстаб. щодо центру мас ракети. За відсутності сил, що обурюють, бічне тиск на кормову частину ракети рівномірно розподілено по периметру бічної поверхні кормової частини. При появі збурень ракета розгортається щодо поперечної осі на кут атаки β, при цьому тиск на кормову частину автоматично зростає з обдувається потоком сторони корпусу, з протилежного боку створюється розрідження, отже, автоматично створюється стабілізуючий момент, що прагне повернути ракету впочатковий незбурений стан. Нахил сопел перешкоджає впливу набігаючого повітряного потоку на струмінь, що витікає з бічних сопел, а отже, дія реактивних струменів на кормову частину ракети залишається нейтральним. Стабілізуючий момент створюється не безпосередньо дією реактивних струменів (тягою) на корпус ракети, а взаємодією струменя, що покинув сопло з набігаючим потоком повітря, який при взаємодії з корпусом ракети практично не збільшує її аеродинамічний опір.
Напрямок стабілізуючого моменту залежить від співвідношення статичного тиску і тиску гальмування в реактивному струмені і потоці повітря, що набігає, а також геометрії корпусу (розташування сопел, їх кількість, кут їх нахилу), тому сопла в залежності від конкретних умов можуть бути розташовані як за центром мас, і перед ним.
Після закінчення роботи двигуна стабілізація ракети може здійснюватися за рахунок збільшення запасу статичної стійкості при переміщенні центру мас ракети вперед за рахунок корпусу порожнього двигуна, який служить у цьому випадку стабілізатором, або головна частина може відокремлюватися та стабілізуватися самостійно.
Таким чином, пропоновані спосіб і пристрій забезпечать спрощення кутової стабілізації ракети при польоті в щільних шарах атмосфери, що уможливить застосування їх на малогабаритних керованих і некерованих ракетах і дозволить підвищити їх тактико-технічні характеристики і знизити вартість.
1. Основи влаштування та конструювання літальних апаратів. В.Н.Новіков, Б.М.Авхімович, В.Є.Вейтін. - М: Машинобудування, 1991, стор.47, 34 - аналоги.
2. Основи влаштування та конструювання літальних апаратів. В.Н.Новіков, Б.М.Авхімович, В.Є.Вейтін. - М: Машинобудування,1991, стор.47, 48, 49 - зразок.
1. Спосіб стабілізації ракети в польоті, що включає створення стабілізуючого моменту за рахунок енергії реактивних струменів, що витікають з бічних сопел, відрізняється тим, що стабілізуючий момент створюють безперервно загальмовуючи потік повітря, що набігає, реактивними струменями, загальмованим потоком впливають на бічну поверхню ракети в зоні її центру мас, при цьому дію на корпус реактивних сил у поперечному перерізі взаємно врівноважують.
2. Ракета, що містить корпус, ракетний двигун і бічні сопла, що відрізняється тим, що бічні сопла розташовані на кормовій частині ракети попарно протилежно один одному з нахилом до бічної поверхні ракети у бік заднього торця на кут, більший за кут атаки ракети.