Патент на изобретение №2165585
|
||||||||||||||||||||||||||
(54) СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ УПРАВЛЯЕМОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И УПРАВЛЯЕМЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ
(57) Реферат: Изобретение относится к технике летательных аппаратов. Способ управления полетом управляемого летательного аппарата заключается в управлении им поворотными воздушными рулями с подачей на его наружную поверхность за центр давления рулей рабочего газа. Летательный аппарат содержит поворотные воздушные рули и источник рабочего газа с пусковым устройством. В корпусе летательного аппарата за центром давления рулей выполнены сквозные отверстия, соединенные каналами с источником рабочего газа. Изобретение позволяет повысить скорость полета летательного аппарата без ухудшения управляемости. 2 с. и 6 з.п.ф-лы, 3 ил. Изобретение относится в основном к военной технике, в частности, к способам управления полетом управляемых летательных аппаратов, а также к управляемым летательным аппаратам, реализующим данные способы. Известен способ управления полетом противотанковой управляемой ракеты (управляемого летательного аппарата) [1] , заключающийся в управлении ею воздушными поворотными рулями и реализованный при управлении полетом противотанковой управляемой ракеты (управляемого летательного аппарата), содержащей поворотные воздушные рули. Недостатком данного способа и противотанковой управляемой ракеты (управляемого летательного аппарата) является то, что противотанковая управляемая ракета (управляемый летательный аппарат) во время полета испытывает аэродинамическое сопротивление, в котором присутствует и составляющая от сопротивления трению. Наличие большого аэродинамического сопротивления сопровождается снижением как скорости полета противотанковой управляемой ракеты (управляемого летательного аппарата), так и уменьшением возможной дальности стрельбы (дальности ее полета), т.е. увеличением времени на уничтожение цели и уменьшением возможной зоны ее поражения. Эффективность ухудшается. Особенно существенно снижение скорости полета противотанковой управляемой ракеты (управляемого летательного аппарата), когда расстояние между местом пуска и целью (противником) незначительно (порядка 1-1,5 км). Снижение скорости приводит к увеличению времени полета до цели, и соответственно, увеличивается (из-за небольшого расстояния между местом пуска и противником) вероятность обнаружения противником места пуска и открытия им ответного огня, который может привести к поражению как расчета, так и пусковой установки (или артиллерийского орудия), с которой ведется стрельба. Запоздание даже на несколько десятых долей секунды с поражением цели может решить результат огневого противостояния. Но даже, если цель и будет в конечном итоге поражена, то увеличение времени на ответные действия дает противнику возможность нанести урон как расчету, так и пусковой установке. Эффективность снижается. С увеличением расстояния между местом пуска и целью (противником) вероятность обнаружения места пуска и, соответственно, открытия прицельного огня противником снижается, несмотря на то, что время полета противотанковой управляемой ракеты (управляемого летательного аппарата) до цели увеличивается. Увеличение скорости полета с обеспечением заданной дальности стрельбы возможно за счет увеличения мощности выстреливающего устройства, но это сопровождается повышением веса и габаритов как самого выстреливающего устройства, так и пусковой установки (артиллерийского орудия), что в конечном итоге увеличивает вес и габариты комплекса в целом, снижая этим его маневренность на поле боя и повышая вероятность поражения от огня противника. Также увеличение скорости полета с обеспечением заданной дальности стрельбы возможно за счет увеличения мощности и времени работы реактивного двигателя, но это сопровождается увеличением веса и габаритов реактивного двигателя, а значит и всего комплекса в целом со всеми отрицательными последствиями. Эффективность не возрастает. Поднять скорость можно и за счет уменьшения калибра противотанковой управляемой ракеты (управляемого летательного аппарата), но это обычно сопровождается снижением мощности боевой части. К примеру, бронепробиваемость кумулятивных боевых частей напрямую зависит от калибра. Эффективность не увеличивается. Наиболее близким к предложенному техническому решению является способ управления полетом летательного аппарата [2], заключающийся в управлении им рулями направления, элеронами, щитками и т.д. (поворотными воздушными рулями) и подаче на его наружную поверхность рабочего газа, который реализуется при управлении полетом летательного аппарата, содержащего рули направления, элероны, щитки и т.д. (поворотные воздушные рули), воздухозаборное устройство (источник рабочего газа) с пусковым устройством, при этом в корпусе летательного аппарата выполнены сквозные отверстия, соединенные с воздухозаборным устройством (источником рабочего газа) каналом. Недостатком этого способа и управляемого летательного аппарата является то, что подаваемый на наружную поверхность управляемого летательного аппарата воздух (рабочий газ) “захватывает” центр давления поворотных воздушных рулей, вызывая этим его смещение. Это ухудшает условия работы поворотных воздушных рулей, т.к. смещение центра давления вызывает ухудшение их управляющей способности и увеличение шарнирного момента. Ухудшение управляющей способности поворотных воздушных рулей требует увеличение их площади и, соответственно, еще более увеличивается шарнирный момент. Увеличение шарнирного момента приводит к необходимости повышения необходимой мощности рулевого привода. Повышение мощности рулевого привода сопровождается увеличением габаритов и веса рулевого привода и источника его энергопитания, что вызывает, в конечном итоге, увеличение габаритов и веса всего управляемого летательного аппарата со всеми вытекающими из этого отрицательными последствиями. Эффективность ухудшается. Ухудшение габаритно-весовых характеристик наиболее существенно для управляемых летательных аппаратов типа управляемых снарядов, особенно малогабаритных. Задачей предлагаемого изобретения является повышение эффективности за счет повышения скорости полета с улучшением управляемости и габаритно-весовых характеристик. Поставленная задача решается в способе управления полетом управляемого летательного аппарата, заключающимся в управлении им поворотными воздушными рулями и подаче на его наружную поверхность рабочего газа, тем, что во время полета управляемого летательного аппарата подача рабочего газа на его наружную поверхность производится за центром давления поворотных воздушных рулей, при этом подача рабочего газа на наружную поверхность управляемого летательного аппарата может производиться за поворотными воздушными рулями и разнесенно по периметру поперечного сечения корпуса управляемого летательного аппарата, а в управляемом летательном аппарате, содержащем поворотные воздушные рули и источник рабочего газа с пусковым устройством, при этом в корпусе управляемого летательного аппарата выполнены сквозные отверстия, соединенные с источником рабочего газа каналом, в нем сквозные отверстия в корпусе управляемого летательного аппарата, соединенные с источником рабочего газа каналом, выполнены за центром давления поворотных воздушных рулей, при этим сквозные отверстия в корпусе управляемого летательного аппарата, соединенные с источником рабочего газа каналом, могут быть выполнены за поворотными воздушными рулями и разнесенно по периметру поперечного сечения корпуса управляемого летательного аппарата. Источник рабочего газа может быть выполнен в виде баллона с рабочим газом, а его пусковое устройство – в виде электромагнитного клапана, при этом канал, соединяющий источник рабочего газа со сквозными отверстиями в корпусе управляемого аппарата, может быть выполнен в виде зазора между внутренними элементами управляемого аппарата. Положительный эффект достигается путем уменьшения силы трения с улучшением условий работы поворотных воздушных рулей. Данное техническое решение поясняется чертежами (фиг. 1 – 3). На фиг. 1 изображен управляемый летательный аппарат 1 в виде управляемого снаряда 2 с поворотными воздушными рулями 3 и выстреливающим устройством 4. Выстреливающее устройство в приведенном на чертеже случае выполнено в виде стартового реактивного двигателя 5, но оно может быть и в виде газогенератора, порохового заряда в гильзе (при выстреливании снаряда из ствола) или поршня, под действием сжатого газа выстреливающего управляемый снаряд, и т.д. Цифрами 6 и 7 обозначены рулевой привод и оси поворотных воздушных рулей соответственно. Управляемый снаряд снабжен источником 8 рабочего газа с пусковым устройством 9, а в корпусе 10 управляемого снаряда разнесенно по периметру 11 его поперечного сечения за центром 12 давления поворотных воздушных рулей выполнены сквозные отверстия 13, соединенные с источником рабочего газа каналом 14. В приведенном на чертеже варианте сквозные отверстия в корпусе управляемого снаряда расположены за поворотными воздушными рулями, но они могут быть расположены и непосредственно за центром давления поворотных воздушных рулей, который для снижения шарнирных моментов стремятся “расположить” как можно ближе к оси поворотных воздушных рулей. Пусковое устройство источника рабочего газа, как приведено на чертеже, может взаимодействовать с датчиком старта 15, т. е. обеспечивать автоматическое задействование источника рабочего газа и, соответственно, подачу рабочего газа на наружную поверхность управляемого летательного аппарата, в данном случае управляемого снаряда. Предложенное техническое решение может быть использовано и в пилотируемых управляемых летательных аппаратах, например, самолетах. Тогда “включение” источника рабочего газа может осуществлять пилот самолета или же это “включение”, как и в описанном выше варианте, будет осуществляться автоматически, при запуске двигателя самолета или при его взлете. Источник рабочего газа, как приведено на фиг. 1 и 2, может быть выполнен в виде баллона 16 с рабочим газом (сжатым или сжиженным), например, азотом или воздухом, а его пусковое устройство – в виде электромагнитного клапана 17. Он может быть выполнен и в виде химического генератора, вырабатывающего рабочий газ, например, при взаимодействии двууглекислого натрия с кислотой. В этом случае пусковое устройство обеспечивает срабатывание химического генератора. Источник рабочего газа также может быть выполнен и в виде воздухозаборного устройства, в котором целесообразно иметь один воздухозаборник, расположенный по оси управляемого летательного аппарата, в данном случае управляемого снаряда. При этом вход в воздухозаборное устройство во время эксплуатации и хранения (до стрельбы) может быть как постоянно открыт, так и закрыт съемной заглушкой. Воздухозаборник может быть закрыт и заглушкой, автоматически отстреливаемой или перемещаемой в сторону с обеспечением “открытия” проходного канала воздухозаборного устройства перед стрельбой или в первоначальный момент полета управляемого снаряда. В этом случае механизм автоматического “открытия” воздухозаборного устройства выполняет функцию пускового устройства. Канал 14, выходящий из источника рабочего газа, имеет ответвления 18, идущие к сквозным отверстиям в корпусе управляемого снаряда. При этом ответвления могут идти как к каждому сквозному отверстию, так и, например, как изображено на фиг. 3, к нескольким сразу (двум, трем и т.д.), в зависимости от конкретной конструкции. Наиболее целесообразно группировать сквозные отверстия по два в группе, т.к. при этом достигается наиболее равномерное распределение поступающего рабочего газа между ними. Сквозные отверстия 13 в корпусе управляемого снаряда могут выполняться как в виде круглых отверстий, так и, например, как приведено на фиг. 2, 3, в виде щелей 19, расположенных большей стороной по периметру поперечного сечения управляемого снаряда. Выполнение сквозных отверстий в виде щелей дает более равномерное распределение рабочего газа по поверхности управляемого снаряда при его подаче во время полета. В качестве датчика старта (при электрической системе срабатывания пускового устройства источника рабочего газа) может быть использован, например, как показано на фиг. 1 – 3, инерционный замыкатель 20, срабатываемый от стартовых перегрузок во время старта управляемого снаряда. Он может быть выполнен в виде газового замыкателя, замыкающего свои рабочие контакты от воздействия пороховых газов выстреливающего устройства. При электрической системе срабатывания выстреливающего устройства датчик старта может быть и в виде ответвления от электроцепи его задействования и идущего к пусковому устройству (электромагнитному клапану, системе “открытия” воздухозаборного устройства и т.д.) источника рабочего газа (баллона, воздухозаборного устройства и т.д.), обеспечивая этим их совместное срабатывание. Следует отметить, что при выстреливании управляемого снаряда из ствола необходимо относительно начала движения управляемого снаряда по стволу давать временной интервал на покидание ствола управляемым снарядом и только после этого “давать команду” на срабатывание пускового устройства источника рабочего газа. При выполнении источника рабочего газа в виде воздухозаборного устройства с постоянно открытым входным отверстием функцию его пускового устройства с датчиком старта в этом случае выполняет сам управляемый снаряд, получающий силовой импульс от выстреливающего устройства и начинающий движение вперед (старт управляемого снаряда), т.е. с началом полета управляемого снаряда обеспечивается автоматическое поступление рабочего газа (воздуха) из его источника (воздухозаборного устройства). Канал 14, соединяющий источник рабочего газа со сквозными отверстиями в корпусе управляемого снаряда, если в корпусе управляемого снаряда отсутствуют сквозные отверстия, кроме тех, к которым подведен этот канал, может быть выполнен в виде зазора 21 между внутренними элементами 22 управляемого снаряда. Управляемый летательный аппарат, в данном случае управляемый снаряд, работает следующим образом. Управляемый снаряд с выстреливающим устройством устанавливают на пусковую установку или же в ствол артиллерийского орудия (в зависимости от конструкции управляемого снаряда) и готовят к стрельбе. Далее подают команду на стрельбу и задействуют выстреливающее устройство. Управляемый снаряд получает силовой импульс от выстреливающего устройства (стартового двигателя, газогенератора, порохового заряда в гильзе и т.д.) и начинает двигаться вперед. Перед стартом управляемого снаряда или в первоначальный момент его полета включают пусковое устройство источника рабочего газа и рабочий газ по каналу поступает на наружную поверхность управляемого снаряда за центром давления поворотных воздушных рулей. Поступающий на наружную поверхность летящего управляемого снаряда рабочий газ обволакивает управляемый снаряд, создавая “смазывающий” слой между обтекающим управляемый снаряд воздухом и самим управляемым снарядом, что дает возможность снизить трение. При этом поступающий на наружную поверхность рабочий газ не влияет на условия работы поворотных воздушных рулей, т.к. он не попадает на наиболее чувствительную в аэродинамическом плане часть поворотного руля – его центр давления, смещение которого ведет к увеличению шарнирного момента руля (центр давления руля для уменьшения шарнирного момента и, соответственно, уменьшения необходимой мощности рулевого привода стремятся “расположить” как можно ближе к оси руля). Увеличение мощности рулевого привода приводит к увеличению габаритов и веса рулевого привода и его источника энергопитания со всеми вытекающими из этого отрицательными последствиями, что не способствует повышению эффективности. После пролета управляемым снарядом расстояния порядка 1 – 1,5 км, пересчитанное в контрольное время, т.е. время, за которое снаряд гарантированно пролетает это расстояние, может быть прекращена подача рабочего газа на боковую поверхность управляемого снаряда. Если предложенное техническое решение используется в пилотируемых управляемых летательных аппаратах (самолетах и т.д.), “включение” источника рабочего газа может осуществлять пилот как перед взлетом, так и в процессе полета, в зависимости от обстоятельств. Снабжение управляемого летательного аппарата источником рабочего газа с пусковым устройством, а в корпусе управляемого летательного аппарата выполнение сквозных отверстий, соединенных с источником рабочего газа, за центром давления поворотных воздушных рулей позволяет снизить сопротивление трения, что снижает суммарное аэродинамическое сопротивление. Поднимается скорость управляемого летательного аппарата (уменьшается время на поражение цели, если данное техническое решение используется в управляемых снарядах и ракетах) и увеличивается возможная дальность полета (увеличивается возможная зона поражения цели). При этом улучшаются условия работы поворотных воздушных рулей. Это объясняется тем, что подаваемый на наружную поверхность управляемого летательного аппарата рабочий газ не попадает на наиболее чувствительную в аэродинамическом плане часть поворотных воздушных рулей – их центр давления. Повышается управляемость управляемого летательного аппарата и появляется возможность снизить необходимую площадь этих рулей, а значит и мощность их привода и источника энергопитания. Улучшаются габаритно-весовые характеристики. Все это повышает эффективность. Подача рабочего газа на наружную поверхность управляемого летательного аппарата за поворотными воздушными рулями еще более повышает его управляемость и скорость, т.к. в этом случае подаваемый на наружную поверхность рабочий газ не попадает на поворотные воздушные рули. Незначительное снижение охватываемой “смазывающим” слоем рабочего газа наружной поверхности управляемого летательного аппарата и, соответственно, возможное снижение скорости компенсируется повышением управляемости, которое позволяет снизить габариты и вес рулевого привода и источника его энергопитания, а значит и всего управляемого аппарата. Следовательно, при одной и той же двигательной установке управляемый летательный аппарат с уменьшенными габаритами и весом (за счет уменьшения габаритов и веса рулевого привода и источника его энергопитания) получает дополнительное повышение скорости. Эффективность возрастает. При подаче рабочего газа на наружную поверхность управляемого летательного аппарата разнесенно по периметру поперечного сечения его корпуса рабочий газ более равномерно распределяется по наружной поверхности, снижая этим трение. Скорость управляемого летательного аппарата увеличивается. Эффективность возрастает. Наиболее целесообразно применять предложенное техническое решение для управляемых снарядов, особенно малогабаритных, и имеющих аэродинамическую схему “утка”. Подача рабочего газа на наружную поверхность управляемого летательного аппарата (управляемого снаряда) в течение контрольного времени полета, соответствующего гарантированному пролету управляемым летательным аппаратом (управляемым снарядом) расстояния порядка 1-1,5 км от места старта, позволяет поднять скорость управляемого летательного аппарата (управляемого снаряда) на участке, наиболее опасном с точки зрения возможного обнаружения противником места пуска и, соответственно, снизить время на его возможные ответные действия (открытие ответного огня или же укрытие за каким-либо защитным сооружением, складками местности и т.д.). Выигрыш по времени на этом расстоянии (порядка 1 – 1,5 км) даже в несколько десятых долей секунды может решить исход поединка. При расстоянии между местом пуска и целью более 1 – 1,5 км, несмотря на увеличение времени на ответные действия, вероятность обнаружения противником места пуска управляемого летательного аппарата (управляемого снаряда), из-за увеличения расстояния, уменьшается. Обеспечение подачи рабочего газа в течение контрольного времени, гарантирующего пролет управляемым летательным аппаратом (управляемым снарядом) расстояния порядка 1 – 1,5 км, может быть обеспечено, например, объемом рабочего газа (сжатого или сжиженного), находящимся в баллоне, или же временем работы химического генератора, вырабатывающего рабочий газ, и является наиболее простым, что повышает надежность, а значит и эффективность. При этом уменьшаются необходимые габариты и вес источника рабочего газа (баллона, химического генератора и т.д.), что снижает габариты и вес всего управляемого летательного аппарата (управляемого снаряда), еще более повышая эффективность. В качестве рабочего газа могут быть использованы азот, углекислый газ, воздух и т.д., а также специальная газовая смесь, снижающая сопротивление трения. Следует также отметить, что рабочий газ должен быть оптически прозрачным, т. к. в противном случае он будет демаскировать место пуска управляемого летательного аппарата (управляемого снаряда), что снижает эффективность. Выполнение источника рабочего газа в виде баллона с рабочим газом дает возможность использовать в качестве рабочего газа специальную газовую смесь, снижающую сопротивление трения, а значит еще более поднять скорость управляемого летательного аппарата (управляемого снаряда), что повышает эффективность. Выполнение канала, соединяющего источник рабочего газа со сквозными отверстиями в корпусе управляемого летательного аппарата (управляемого снаряда) в виде зазора между внутренними элементами управляемого летательного аппарата (управляемого снаряда) значительно упрощает предложенную конструкцию управляемого летательного аппарата (управляемого снаряда), что повышает его надежность, а значит и эффективность. Предложенное техническое решение позволяет поднять эффективность за счет повышения скорости полета с улучшением управляемости и габаритно-весовых характеристик, которое достигается снижением силы трения с улучшением условий работы поворотных воздушных рулей. Оно может быть использовано как в беспилотных, так и в пилотируемых управляемых летательных аппаратах. Источники информации 1. А. Н. Латухин. “Противотанковое вооружение”. М., Воениздат, стр. 192-208, рис. 43. 2. Россия, патент N 2033945 (з-ка N 5037896 от 22.05.92), МПК 7 В 64 39/10. Формула изобретения
РИСУНКИ
|
||||||||||||||||||||||||||
