Основные достоинства и недостатки аэродинамических схем

Схема планера	ДОСТОИНСТВА	НЕДОСТАТКИ
«Нормальная», «бесхвостка»	1. Низкое лобовое сопротивление. 2. Небольшие мощности и вес приводов рулей.	1. 3апаздывание манёвра УP после отклонения рулей.
«Утка»	1. Высокая маневренность ракеты 2. Малая площадь рулей.	1. Вредное воздействие потока воздуха от носовых рулей на стабилизаторы.
«Поворотное крыло»	1. Высокие маневренные возможности. 2. Малые углы атаки корпуса. З. Удобство компоновки ракеты.	1. Большая площадь поворотных крыльев, что вызывает рост лобового сопротивления и веса приводов поворота крыльев.

Типовые формы корпусов

Фюзеляжи самолетов, беспилотных летательных аппаратов, корпуса снарядов и ракет представляют собой длинные тонкие тела вращения, обычно состоящие из конических (параболических, оживальных – контур тела получается вращением дуги окружности вокруг некоторой оси, пересекающей эту дугу) и цилиндрических отсеков.

В отличие от крыла, фюзеляж при малых углах атаки почти не создает подъемной силы. Основной составляющей аэродинамической силы для тел вращения является сила лобового сопротивления. В условиях установившегося полета она определяет тягу двигателей, необходимую для поддержания движения ЛА. Следовательно, формы фюзеляжей и корпусов ЛА должны обеспечивать минимальное, при данных размерах, лобовое сопротивление.

Сверхзвуковое тело вращения, исходя из конструктивных и аэродинамических соображений, обычно представляют как совокупность трех частей: головной, цилиндрической и кормовой. Головная и кормовая части играют основную роль в образовании сопротивления давления (волнового и донного), а средняя- цилиндрическая часть создает основную долю сопротивления трения.

Корпус ЛА простейшей формы имеет головную часть в виде заостренного (притупленного) конуса или параболоида, среднюю – цилиндрическую часть и кормовую – сужающуюся (расширяющуюся) оконечность конической или параболической формы (рис.31 и 32). В более сложных конструкциях могут присутствовать переходные (сплошные или ферменные) отсеки и цилиндрические отсеки разных диаметров. Кроме того наличие хвостового отсека нецилиндрической формы совсем не обязательно.

Основными геометрическими характеристиками корпуса ЛА являются следующие параметры: Θ_к – угол полураствора конуса головной (кормовой) части или угол при вершине параболоида; d_м – диаметр миделевого сечения (для конус-цилиндрических тел – диаметр цилиндра); – удлинение элемента (отсека) тела.

Наиболее распространены головные части и переходные отсеки с прямолинейной образующей в виде конуса. Уравнение такой образующей: . Головные части могут иметь притупление (рис.31). Для конуса со сферическим (касательным) притуплением уравнение прямолинейной части образующей

где, – продольная координата и радиус места стыка сферического наконечника радиусомс конической поверхностью.

Конструктивно-компоновочная схема ракеты

Конструктивно-компоновочная схема (ККС) – это чертеж ЛА, содержащий решение принципиальных конструктивных вопросов построения ЛА, учитывающий требования тактико-технического задания (ТТЗ) к комплексу и ЛА как основному элементу комплекса. На ККС, как правило, отражается решение следующих проектных вопросов:

выбор внешних обводов;

выбор взаимного расположения отсеков и агрегатов (внутренняя компоновка);

выбор количества блоков (для ракет-носителей) и способа их соединений -

Внешняя компоновка

Внешняя компоновка (аэродинамическая компоновка) – процедура выбора внешних обводов (формы) ЛА, определяющих силы аэродинамического сопротивления и непосредственно влияющие на устойчивость и управляемость ЛА.

Внутренняя компоновка

Внутренняя компоновка – процедура размещения элементов ЛА (полезного груза, топливных баков, двигателей, системы управления, систем жизнеобеспечения и др.) в объёмах, замыкаемых внешними обводами.

Конструктивно-компоновочная схема ракеты – совокупность особенностей конструктивного исполнения и взаимного расположения ступеней, агрегатов, отсеков и систем ракеты. ККС ракеты характеризуется рядом свойств и параметров, к числу которых относятся: количество ступеней и способ их соединения и разделения в полете; тип головной части и способ ее отделения; конструктивные схемы двигателей, отдельных отсеков корпуса ракеты, головного обтекателя; формы зарядов твердого топлива (для ракеты с РДТТ); тип органов управления ракеты; схема старта. Выбор основных схемно-конструктивных решений применительно к конкретной ракете проводится с учетом новейших достижений науки и техники в соответствующих областях ракетостроения; технических возможностей производственной базы; располагаемых сроков и средств, отпущенных на разработку.

ККС ракеты в совокупности с соответствующими параметрами ракетных топлив и материалов конструкции формирует так называемый технический облик ракеты, определяющий ее боевые возможности, эксплуатационные свойства и технологию производства

Так, например, конструктивно-компоновочная схема первой советской межконтинентальной баллистической ракеты Р-7 (прототипа РН «Союз») – двухступенчатая «пакетная» (с продольным делением ступеней, рис. 33).

Основными аргументами в пользу именно такой схемы являлись: запуск всех двигателей в «идеальных» условиях на стартовой позиции, относительная простота проектной оптимизации размеров ступеней, в т.ч. с учетом транспортировки их железнодорожным транспортом. Такая схема путем добавления новых верхних ступеней дает возможность создания целой гаммы ракет-носителей, предназначенных для решения существенно разных задач.

Рис. 33 Слева: конструктивно-компоновочная схема первой советской межконтинентальной баллистической ракеты Р-7: 1 – носовой конус с боевой частью; 2, 6 – приборные отсеки; 3 – антенны телеметрической системы; 4 – башмаки силового пояса; 5, 7 – баки окислителя; 8, 9 – баки горючего; 10 – многокамерные маршевые двигатели центрального и боковых блоков; 11 – аэродинамические рули; 12 – рулевые камеры сгорания Справа: МБР Р-7, модернизированная для запуска первого спутника

В процессе оптимизации аэродинамической и силовой схемы ракеты Р-7 она приобрела знакомые ныне очертания с центральным блоком (ЦБ) «А», похожим на гигантское «веретено», и четырьмя коническими боковыми блоками «Б», «В», «Г» и «Д».

Основные компоненты топлива – керосин Т-1 (горючее) и жидкий кислород (окислитель) – располагались, соответственно, в нижнем и верхнем баках каждого блока. Вспомогательные компоненты — жидкий азот для наддува баков и перекись водорода для привода турбонасосного агрегата (ТНА) – размещались в торовых баках непосредственно над рамой двигателя.

Первая ступень (четыре боковых блока) оснащена жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) РД-107 (четыре основные и две рулевые камеры, питаемые общим ТНА на каждом блоке). На второй ступени стоит ЖРД РД-108 (четыре основные и четыре рулевые камеры, питаемые общим ТНА).

Передача усилий от боковых блоков на центральный осуществляется через силовой пояс с четырьмя башмаками, в пазы которых входят оголовки «боковушек». Эти четыре силовых узла одновременно служат опорными точками для собранной и установленной на старте ракеты. Внизу, на стыке топливных и двигательных отсеков, имеются поперечные стяжки. При разделении ступеней маршевые двигатели боковых блоков переводятся в режим пониженной тяги, управляющие камеры выключаются, а нижние поперечные стяжки «пакета» разрываются пирозарядами. Тяга двигателей «боковушек» создает момент относительно опорных узлов. «Пакет» раскрывается, блок «А» уходит вперед.  Как только сферические оголовки боковых блоков выйдут из башмаков и освободят имеющиеся там электроконтакты, вскрываются сопловые крышки в верхней части «боковушек», и остаточное давление наддува баков кислорода стравливается, создавая при этом небольшую тягу. Боковые блоки разворачиваются и отводятся на безопасное расстояние.

Система управления – комбинированная: инерциальная с радиокоррекцией бокового отклонения и дальности полета.