книги из ГПНТБ / Киселев, С. П. Ракета в воздушном океане

—нормальная (воздушные рули расположены сзади крыльев);

—типа «утка» с воздушными рулями, расположенны­ ми впереди крыльев;

—типа «бесхвостка» с воздушными рулями, совме­ щенными с несущими поверхностями.

Рассмотрим кратко эти схемы.

У ракет, имеющих н о р м а л ь н у ю с х е м у (рис, 47, а), крылья расположены спереди, а рули сзади.

Во время полета ракеты ее продольная ось должна занимать такое положение, при котором моменты, обра­ зующиеся под действием подъемных сил крыльев и ру­ лей, относительно центра тяжести ракеты должны быть равны

Rkphip—Rpt-pt

где Якр и Rv — подъемные силы крыла и руля; /кр и /р — плечи крыла и руля.

Нам уже известно, что подъемная сила пропорциональ­ на углу атаки а, а следовательно,

R = R'a.

Тогда

^ к р ^ к р а кр — ^ р а р *

Если обозначить R'I<plKp через Мкр, a R'plp через Мр„ то получим

МцрНнр = МрСХр.

В нашем случае рули расположены сзади крыльев. Значит, угол атаки крыла должен быть больше угла ата­ ки руля акр> а р, а для выполнения условия /гр/р = /гкр/кр. должно удовлетворяться неравенство Л4р< М кр.

Если при соблюдении равенства моментов летящая ракета отклонится под действием внешних сил от поло­ жения равновесия (например, при изменении направле­ ния ветра), то она снова возвратится в положение рав­ новесия. Если же это равенство нарушится, то органы; управления изменят угол атаки рулей так, чтобы равен­ ство восстановилось.

Как видно из рис. 47, а, для ракет с нормальной аэро­ динамической схемой угол атаки рулей отрицательный.

130

Как же получается, что рули, имеющие сравнительно небольшие площади и, следовательно, создающие неболь­ шую подъемную силу, компенсируют момент, создавае­ мый подъемной силой крыльев, имеющих большие пло­ щади?

Это происходит потому, что компенсируется ,не подъ­ емная сила, а ее момент, т. е. произведение подъемной силы на плечо до центра тяжести ракеты. Рули имеют небольшую подъемную силу, но большое плечо, а кры­ лья, наоборот, — большую подъемную силу, но неболь­ шое плечо. Произведения же подъемных сил на плечи крыльев и рулей соответственно равны.

В аэродинамической схеме «утка» (см. рис. 47, б ) рули расположены спереди, а крылья сзади. В этом слу­ чае угол атаки рулей больше, чем угол атаки крыльев

•ар> а Кр, а момент рулей меньше, чем момент крыльев (Мр< сМщ,) .

В аэродинамической схеме « б е с х в о с т к а» (рис. 47, в ) рули совмещены с крыльями. Эта схема представ­ ляет собой разновидность нормальной аэродинамиче­ ской схемы. По ней выполнены известные французские управляемые реактивные снаряды «SS-Ю», «SS-П».

У бескрылой ракеты с хвостовым оперением (см. рис. 47, в) в отличие от рассмотренных выше схем отсутству­ ют крылья. Управляющие силы у этой ракеты создаются главным образом газовыми рулями и только частично воздушными.

Каковы достоинства и недостатки рассмотренных схем?

В нормальной схеме крылья несколько искажают по­ ток воздуха и мешают работе рулей, так как они распо­ ложены впереди рулей. Чтобы устранить этот недостаток, рули совмещают с крыльями. В этом случае схему назы­ вают «бесхвосткой». Кроме того, у ракет с нормальной схемой угол атаки рулей отрицательный, а следователь­ но, аэродинамическая сила, создаваемая ими, направле­ на вниз. Поэтому для компенсации силы тяжести пло­ щадь крыльев должна быть увеличена.

Этого недостатка нет у схемы «утка»; у нее подъем­ ные силы рулей и крыльев направлены в одну сторону, благодаря чему площадь несущих поверхностей больше, чем при нормальной схеме.

131

зываются порывами ветра, неодинаковой плотностью воздуха, случайным изменением силы тяги и др. Под действием этих сил ракета будет кратковременно или постоянно отклоняться от расчетной траектории, совер­ шать так называемое возмущенное движение. Кроме того, на изменение траектории полета ракеты могут ска­ зываться систематические (постояннодействующие) фак­ торы, как, например, технологические погрешности при изготовлении ракеты и ее частей. Они также вызывают возмущенное движение ракеты.

Что произойдет, если на ракету подействуют случай­

возвращаться в первоначальное положение установивше­ гося полета, если какая-нибудь сила (например, порыв ветра) выведет ее из этого состояния. Устойчивость мо­ жет быть продольной (если ракета поворачивается во­ круг оси Z) и поперечной (если ракета поворачивается вокруг оси Л7или Y).

Если ракета устойчива, то она сама уменьшает угол атаки. Под влиянием инерции ракета не сразу принима­ ет первоначальный угол атаки, а постепенно.

Если ракета неустойчива, то при изменении угла ата­ ки (например, под влиянием ветра) этот угол возраста­ ет и превышает максимально возможный. Подъемная си­ ла при этом уменьшается, ракета теряет скорость, пере­ вертывается и падает, не долетев до цели.

Наконец, может быть случай, когда ракета после из­ менения угла атаки продолжает полет с этим новым уг­ лом.

Такой полет ракеты называется нейтральным (без­ различным). При таком полете будет изменяться подъ­ емная сила ракеты и она в расчетную точку не попадает.

Введем понятие управляемости. У п р а в л я е ­ м о с т ь — это способность ракеты реагировать на откло­ нение рулей. Управляемость и устойчивость — свойства противоположные. Если ракета устойчива, то она менее управляема, чем ракета, обладающая меньшей устойчи­ востью. Поэтому при конструировании ракет выбирают наивыгоднейшее соотношение между устойчивостью и уп­ равляемостью.

134

С т а б и л и з а ц и я р а к е т в п о л е т е

Для того чтобы ракета летела устойчиво, применяют различные виды стабилизации, т. е. возвращения ее на расчетную траекторию или траекторию, достаточно близ­ кую к расчетной, и удержания ракеты на этой траекто­ рии.

Существуют следующие способы стабилизации ракет (реактивных снарядов) в полете:

—вращением ракеты вокруг продольной оси;

—при помощи оперения — стабилизаторов;

—при помощи рулей.

Первые два способа применяются для стабилизации неуправляемых ракет, третий — управляемых.

Первый способ основан на использовании свойств ги­ роскопа сохранять неизменным положение своей оси в пространстве при быстром вращении. Свойство гироско­ па широко используется в технике. В артиллерии для сохранения устойчивости снарядов в полете им придают вращательное движение. Для этого в канале ствола ору­ дия делаются нарезы, а на снаряде — ведущие пояски из мягкого металла. Снаряд во время движения по кана­ лу ствола получает вращательное движение, которое сохраняется и на траектории. Скорость вращения дости­ гает нескольких тысяч и даже десятков тысяч оборотов в минуту.

Некоторым ракетам, как и артиллерийским снаря­ дам, для устойчивости в полете также сообщается вра­ щательное движение. Но здесь есть ограничения.

Во-первых, корпус ракеты обычно слабее, чем корпус артиллерийского снаряда, и при быстром вращении мо­ жет разрушиться.

Во-вторых, ракеты бывают очень крупные, и для их вращения требуется большое количество энергии, затра­ чиваемой реактивным двигателем, что уменьшает даль­ ность полета ракеты.

В-третьих, на управляемых ракетах установлена ап­ паратура управления, которая строго ориентирована, вследствие чего вращать ракету вокруг продольной оси, как правило, нельзя, так как при этом нарушится ориен­ тировка ракеты и аппаратура управления не выведет ра­ кету на заданное направление.

135

вана и комбинация нескольких способов. Вращение раке­ ты при движении по наклонным направляющим происхо­ дит аналогично вращению артиллерийского снаряда в стволе орудия пли пули в стволе винтовки.

При наклонных стабилизаторах вращательное дви­ жение ракете придает набегающий на стабилизаторы воздух.

При косонаправленных соплах вращательное движе­ ние ракеты совершается за счет реактивной струи газов, вытекающих из сопел.

Косонаправленные сопла были, например, в реактив­ ных минах шестиствольного немецкого миномета, приме­ нявшегося во время второй мировой войны (рис. 50).

Скорость вращения ракеты зависит от угла наклона направляющих, от утла наклона стабилизаторов и угла косонаправленных сопел к продольной оси ракеты.

Стабилизация ракет с помощью оперения может при­ меняться для ракет любых размеров. При этом роль ста­ билизатора играет хвостовое оперение. Если бы у невращающейся ракеты ие было специальных устройств, стабилизирующих ее в полете, то ракета под действием, например, ветра могла бы перевернуться или повернуть­ ся вокруг своей продельной оси, в результате чего нару­ шился бы ее правильный полет.

Хвостовое оперение стабилизирует ракету по углу тангажа и углу рыскания.

136

Рис. 51. Поворот ракеты на активном участке с помощью реактивной струи газов, вытекающих из дополнительных сопел, устроенных в специальных штырях

Для стабилизации ракеты по углу крена служит спе­ циальное устройство, состоящее из элеронов и гироско­ па. Гироскоп реагирует на крем ракеты. При появлении угла крена он регистрирует величину этого угла и-через особые устройства передает ее на две управляющие аэродинамические поверхности — элероны, отклоняющи­ еся в различных направлениях. Подъемные силы эле­ ронов направлены в противоположные стороны. Поэтому один элерон увеличивает подъемную силу крыла, а дру­ гой — уменьшает. За счет неравенства подъемных сил крыльев создается крутящий момент, который и повора­ чивает ракету в нужном направлении.

Иногда для повышения кучности оперенных ракет применяется проворачивание — медленное вращение ра­ кеты вокруг продольной оси на траектории со скоростью от единиц до нескольких десятков или сотен оборотов в

ракет. При этом способе из трубок, как из маленьких со­ пел, вытекают газы, реакция которых заставляет ракету вращаться вокруг продольной оси.

При проворачивании ракет уменьшается их рассеива­ ние вследствие устранения влияния эксцентриситета ре­ активной и аэродинамической сил, образующихся из-за

137

К а к у п р а в л я е т с я р а к е т а в п о л е т е

Мы уже знаем, что ракеты делятся на два больших класса: неуправляемые и управляемые.

Неуправляемая ракета после выключения двигателя летит по законам свободно брошенных тел: как артилле­ рийский снаряд, стрела, выпущенная луком, или камень, брошенный человеком.

Законы полета свободно брошенных тел, в частности, полета артиллерийских снарядов, изучает специальная артиллерийская наука — внешняя баллистика, часто употребляют просто слово баллистика. Поэтому говорят, что неуправляемая ракета летит по баллистической тра­ ектории. Неуправляемая ракета никаких управляющих органов не имеет.

Иное дело управляемая ракета. Управляемая ракета имеет соответствующие органы управления.

Чтобы управлять ракетой, необходима управляющая сила. Величина ее, как уже отмечалось, зависит от угла атаки. Ракета летит устойчиво, когда продольная ее ось совпадает с вектором скорости.

Допустим, надо повернуть ракету на определенный угол. Для этого органы управления вырабатывают команду в виде заданного угла атаки. По этой команде создаются моменты, которые выводят ракету из динами­ ческого равновесия. Моменты поворачивают ракету до тех пор, пока не наступит новое положение динамическо­ го равновесия.

Органы управления могут быть аэродинамическими и газодинамическими: в первом случае для управления ра­ кетой используются аэродинамические силы; во вто­ ром— струи газов, вытекающие из сопла двигателя. Аэродинамические органы могут управлять ракетой в пределах земной атмосферы, газодинамические — как в атмосфере, так и за ее пределами, в безвоздушном про­ странстве.

В ряде случаев применяются смешанные органы уп­ равления: в плотных слоях атмосферы — аэродинамиче­ ские, а в верхних слоях атмосферы и в космосе — газо­ динамические.

Аэродинамическое управление. Каким образом прак­ тически аэродинамические органы управления поворачи­ вают ракету в заданном направлении?

138

В случае, если руль расположен по потоку воздуха, подъемной силы на нем нет. Но вот от рулевой машинки на руль подается усилие, и руль становится под некото­ рым углом к набегающему потоку. В этом случае на ру­ де возникает сравнительно небольшая управляющая сила (площадь руля небольшая). Но так как рули нахо­ дятся далеко от центра тяжести ракеты, момент, созда­ ваемый управляющей силой, получается достаточно большим. Под его действием ракета поворачивается в заданном направлении вокруг центра тяжести. В резуль­ тате образуется угол атаки и, как следствие этого, подъ­ емная сила на крыле, величина которой значительно больше подъемной силы на рулях. Равнодействующая этих сил отклоняет центр тяжести ракеты в заданном направлении.

Теперь об аэродинамических органах управления. По назначению они подразделяются на органы управления по направлению, высоте и крену. Для управления по на­ правлению и высоте используются рули, а по крену — э л е р о н ы .

Кроме этих основных, существуют вспомогательные

Эти пластинки, установленные в середине или на концах крыльев или стабилизаторов, во время полета ракеты не­ прерывно выдвигаются за плоскость крыла — стабилиза­ тора — вверх или вниз. Если в одном из положений они задерживаются дольше, чем в другом, то создают аэро­ динамическую силу как горизонтальные воздушные ру­ ли, потому что поток, обтекающий крыло, наталкивается на выдвинутую пластинку и создает момент, а затем сры­ вается с поверхности крыла. Давление на эту поверх­ ность крыла уменьшается, вследствие чего появляется подъемная сила. Если интерцепторы установлены на вер­

139