Рули ракеты как работают

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ РУЛЬ УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ Российский патент 2006 года по МПК F42B15/00

Предлагаемое изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано в качестве аэродинамического руля управляемых ракет систем и комплексов высокоточного оружия.

Известен поворотный аэродинамический руль, выполненный в виде монопланной несущей поверхности со стреловидными передней и задней кромками (А.А.Лебедев, Л.С.Чернобровкин. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1973, с.48, таблица 1.4 — Рули типа поворотного оперения).

Расширение области тактических задач и повышение эффективности применения управляемых ракет предопределяет постоянное увеличение могущества их боевых частей и расширение диапазона скоростей полета, что обусловливает тенденцию к увеличению их габаритов и массы. Как следствие этого, возникает необходимость увеличения потребных управляющих усилий, создаваемых аэродинамическими рулями.

Увеличение управляющего усилия поворотного аэродинамического руля связано с увеличением его площади в плане. Однако в управляемой ракете, когда размах аэродинамического руля конструктивно ограничен расстоянием между корпусом головной части ракеты и стенкой пускового контейнера, увеличение площади аэродинамического руля в плане возможно только за счет увеличения его хорды. Это приводит к возрастанию шарнирного аэродинамического момента, нагружающего рулевой привод. Возрастание нагрузки на рулевой привод обусловливает увеличение его потребной мощности и габаритов, что ухудшает габаритно-массовые характеристики управляемой ракеты.

Задача предлагаемого изобретения — повышение эффективности аэродинамического управления ракетой в области дозвуковых и сверхзвуковых скоростей полета при снижении шарнирной аэродинамической нагрузки на рулевой привод.

Решение поставленной задачи в поворотном аэродинамическом руле управляемой ракеты, устанавливаемом на оси и имеющем стреловидные переднюю и заднюю кромки, достигается тем, что он состоит из последовательно расположенных монопланной и выполненной в виде пространственной рамки бипланной несущих поверхностей, которые жестко связаны бортовой и концевой боковыми стойками и установлены на оси вращения, выполненной на бортовой боковой стойке и расположенной в плоскости симметрии профиля аэродинамического руля. Плоскость симметрии бипланной несущей поверхности совпадает с плоскостью симметрии профиля монопланной несущей поверхности. Монопланная несущая поверхность выполнена с углом стреловидности передней кромки величиной 55. 65° и углом стреловидности задней кромки величиной 43. 47°, а бипланная — с углом стреловидности передних кромок, равным углу стреловидности задней кромки монопланной несущей поверхности, и углом стреловидности задних кромок величиной 5. 30°. Отношение длины бортовой хорды монопланной несущей поверхности к длине бортовой хорды бипланной несущей поверхности составляет величину 0,8. 1,2. Между задней кромкой монопланной несущей поверхности и плоскостью передних кромок бипланной несущей поверхности образован зазор величиной не более 0,1 от суммы длин их бортовых хорд. Отношение размаха аэродинамического руля к его бортовой хорде составляет величину 0,35. 0,55, а межплановое расстояние бипланной несущей поверхности имеет величину не менее 0,35 от длины ее бортовой хорды.

Проведено сравнение аэродинамических характеристик заявляемого аэродинамического руля с аэродинамическими характеристиками аэродинамического руля в виде монопланной несущей поверхности. При этом сравниваемые аэродинамические рули имели одинаковые форму и площадь в плане. Испытания проведены в аэродинамической трубе ЦАГИ на модели управляемой ракеты, состоящей из оживальной головной части и цилиндрического корпуса, закрепленного на державке. Измерения аэродинамических сил и моментов испытуемых аэродинамических рулей осуществлялись внутримодельными тензовесами.

Результаты испытаний показывают, что в исследованном диапазоне скоростей, соответствующем числам Маха 0,62≤М≤3,25, заявляемый аэродинамический руль имеет на 15-20% большую эффективность управления и на 30-40% меньший шарнирный аэродинамический момент.

Конструкция заявляемого аэродинамического руля представлена на фиг.1, 2 и 3, где приняты следующие обозначения:

b — бортовая хорда аэродинамического руля;

b₁ — бортовая хорда монопланной несущей поверхности;

b₂ — бортовая хорда бипланной несущей поверхности;

Δ — зазор между задней кромкой монопланной несущей поверхности и плоскостью передних кромок бипланной несущей поверхности;

L — размах аэродинамического руля;

ψ — угол стреловидности передней кромки монопланной несущей поверхности;

ϕ — угол стреловидности задней кромки монопланной несущей поверхности;

γ — угол стреловидности задних кромок бипланной несущей поверхности.

На фиг.1 изображены часть корпуса и пускового контейнера ракеты с аэродинамическим рулем в плане, на фиг.2 — разрез А-А по бортовой хорде аэродинамического руля, а на фиг.3 — разрез Б-Б по концевой хорде аэродинамического руля.

Аэродинамический руль установлен на оси 1 между корпусом 2 ракеты и стенкой пускового контейнера 3 и состоит из монопланной 4 и бипланной 5 несущих поверхностей, жестко связанных боковыми бортовой 6 и концевой 7 стойками. Ось 1 выполнена на боковой бортовой стойке 6 и связана с рулевым приводом ракеты.

Работа заявляемого устройства происходит следующим образом. Управляющая аэродинамическая сила возникает при обтекании аэродинамического руля воздушным потоком в процессе полета ракеты и зависит от угла его поворота относительно корпуса 2 ракеты. Рулевой привод осуществляет поворот оси 1, а следовательно, и аэродинамического руля в соответствии с командой системы управления ракеты.

Таким образом, заявляемый аэродинамический руль управляемой ракеты обеспечивает повышение эффективности аэродинамического управления в области дозвуковых и сверхзвуковых скоростей полета при снижении шарнирной аэродинамической нагрузки на рулевой привод за счет его выполнения в виде комбинации монопланной и бипланной несущих поверхностей при определенных соотношениях размеров и формах в плане.

Иллюстрации к изобретению RU 2 289 779 C1

Реферат патента 2006 года АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ РУЛЬ УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ

Изобретение относится к области вооружения. Аэродинамический руль управляемой ракеты, устанавливаемый на оси, имеет стреловидные переднюю и заднюю кромки. Руль состоит из последовательно расположенных монопланной и выполненной в виде пространственной рамки бипланной несущих поверхностей, которые жестко связаны бортовой и концевой боковыми стойками и установлены на оси вращения, выполненной на бортовой боковой стойке и расположенной в плоскости симметрии профиля аэродинамического руля. Плоскость симметрии бипланной несущей поверхности совпадает с плоскостью симметрии профиля монопланной несущей поверхности, выполненной с углом стреловидности передней кромки величиной 55. 65° и углом стреловидности задней кромки величиной 43. 47°. Бипланная поверхность выполнена с углом стреловидности передних кромок, равным углу стреловидности задней кромки монопланной несущей поверхности, и углом стреловидности задних кромок величиной 5. 30°. При использовании изобретения повышается эффективность аэродинамического управления ракетой в области дозвуковых и сверхзвуковых скоростей полета. 3 ил.

Формула изобретения RU 2 289 779 C1

Аэродинамический руль управляемой ракеты, устанавливаемый на оси и имеющий стреловидные переднюю и заднюю кромки, отличающийся тем, что он состоит из последовательно расположенных монопланной и выполненной в виде пространственной рамки бипланной несущих поверхностей, которые жестко связаны бортовой и концевой боковыми стойками и установлены на оси вращения, выполненной на бортовой боковой стойке и расположенной в плоскости симметрии профиля аэродинамического руля, при этом плоскость симметрии бипланной несущей поверхности совпадает с плоскостью симметрии профиля монопланной несущей поверхности, монопланная несущая поверхность выполнена с углом стреловидности передней кромки величиной 55÷65° и углом стреловидности задней кромки величиной 43÷47°, а бипланная — с углом стреловидности передних кромок, равным углу стреловидности задней кромки монопланной несущей поверхности, и углом стреловидности задних кромок величиной 5÷30°, отношение длины бортовой хорды монопланной несущей поверхности к длине бортовой хорды бипланной несущей поверхности составляет величину 0,8÷1,2, между задней кромкой монопланной несущей поверхности и плоскостью передних кромок бипланной несущей поверхности образован зазор величиной не более 0,1 от суммы длин их бортовых хорд, причем отношение размаха аэродинамического руля к его бортовой хорде составляет величину 0,35÷0,55, а межплановое расстояние бипланной несущей поверхности имеет величину не менее 0,35 от длины ее бортовой хорды.

Решётчатые рули. Долгая дорога

5 сентября 2018 года состоялся пуск РН Hyperbola-1Z (Шуанцюйсянь-1, SQX-1Z ), ракета поднялась на высоту 108 км .

Ракета SQX-1Z состоит из одной твердотопливной ступени, весит 4,6 т, имеет диаметр 1 м и высоту 8,4 м.

Когда речь заходит о решетчатых рулях, читатели, знакомые с аэрокосмической техникой, сразу вспоминают о Falcon 9.

Решётчатые рули (решётчатые крылья) — полипланные несущие системы — вариант аэродинамической поверхности, выполненный в форме плоской решётки.

В середине 1950-х годов группа ученых под руководством профессора С. М. Белоцерковского начала развивать новое научное направление в авиации и ракетостроении – полипланные несущие системы, так называемые решетчатые крылья (см. “Наука и жизнь” № 1, 1987 г.). Они стали полноправными конструктивными элементами боевых ракет, космических кораблей и других технических объектов.

Но путь признания и реализации этих несущих систем летательных аппаратов был непростым.

Доктор технических наук С. Белоцерковский

Но несмотря на трудности, реальная жизнь заставляла искать новые научные подходы и технические решения.

В авиации в начале 50-х годов мы стали активно развивать два научных направления – компьютерную аэродинамику и новые несущие системы, так называемые решетчатые крылья. Неудивительно, что это встретило сопротивление, и не только по идеологическим причинам. Была здесь еще и конкуренция, ведь сферы влияния в научном мире давно поделены, и никто не хочет уступать свое “место под солнцем”, давать дорогу чужим идеям, другим людям. В этом есть и здоровое зерно: не всякая новая идея хороша, надо еще доказать ее состоятельность, пройти испытание “на устойчивость”. Но процесс утверждения не должен стать истреблением нового, что, увы, бывает не так уж редко.

Уже в то время я понял, что “один в поле не воин”, и начал искать единомышленников. Не преодолей я в себе тогда эгоистические начала, не начни действовать в “команде”, не было бы сделано и малой толики того, о чем расскажу ниже.

В 1955 году молодые ученые академии Жуковского и филиала Центрального аэрогидродинамического института (ЦАГИ) образовали не предусмотренный никакими штатными расписаниями неформальный творческий коллектив. Мы занялись компьютерной аэродинамикой и решетчатыми крыльями, с особым вниманием изучали крылья сотового типа. Если посмотреть на такое крыло спереди или сзади, оно напоминает пчелиные соты – отсюда и название этих несущих поверхностей.

Нам пришлось отстаивать тематику своих исследований. Оппонентов было множество, но, поскольку о кибернетике и компьютерной аэродинамике имели представление немногие, мы выдвинули в свою защиту такой аргумент: “Наш вождь и учитель требует не пассивной защиты от враждебной идеологии, а активных, наступательных действий. Руководствуясь этим, мы создаем нашу социалистическую антикибернетику”. Такая позиция соответствовала духу времени, нас поддержали и в дальнейшем активно не мешали.

Занимаясь решетчатыми крыльями, мы довольно быстро создали то, что можно назвать “научным заделом”, – появились некоторые коллективные проработки, возникло содружество ученых, занятых общим делом во имя одной цели. Уже на первом этапе вместе с аэродинамиками начали работать прочнисты и технологи. Этому помог случай. Однажды потребовалось изготовить модель сотового решетчатого крыла для испытаний в сверхзвуковой аэродинамической трубе, и нам пришлось прибегнуть к очень трудоемкому “первобытному” способу: “выгрызать” крыло из целого куска металла. Тогда все поняли, что решеткам нужен главный технолог, им стал В. П. Фролов, и главный прочнист – эта роль досталась А. И. Тюленеву. Состав команды менялся, но с годами сформировался надежный в деловом и человеческом отношениях коллектив единомышленников, среди них В. А. Шитов, Ю. З. Сафин, Л. А. Одновол, В. Г. Табачников.

Вначале исследования носили общий характер. Мы изучали особенности аэродинамики и прочность решетчатых крыльев, создавали расчетные методы, искали пути реализации удачных конструкций. Затем стали “прорисовываться” некоторые конкретные области их применения. Однако настоящему внедрению новых несущих поверхностей мешало два обстоятельства. Во-первых, о них не было практически никакой информации, а кто захочет покупать “кота в мешке”? Во-вторых, не случались еще такие критические ситуации, когда без решетчатых крыльев нельзя было обойтись, а рисковать без крайней необходимости никто не хотел.

Попытки заинтересовать нашими разработками “научные верхи” долгое время вызывали поразительно однотипную реакцию: “За границей решетчатые крылья есть? – Нет! – Так что, вы умнее их?” Между тем крылья-решетки обладают рядом специфических свойств: они сохраняют работоспособность на больших углах атаки, отличаются высокой прочностью и малым весом, удобно складываются и раскладываются. Благодаря целому ряду других привлекательных характеристик в дальнейшем они бесповоротно вошли в практику ракетостроения.

Первым, кто поверил в новые несущие системы, был Главный конструктор А. Д. Надирадзе. Он рассказал о них С. П. Королеву и порекомендовал “не проходить мимо”. Позже, уже в начале 1960-х годов, именно Надирадзе сыграл решающую роль в их реализации. Он получил правительственное задание – создать тактические ракеты на твердом топливе, в отличие от жидкого топлива оно не требует регулярных замен. Но тут возникла проблема: как обеспечить стабильную устойчивость и управляемость ракеты, если из-за выгорания пороха центр масс в полете существенно смещается? Мы предложили простой и надежный способ сохранения устойчивости ракеты на атмосферном участке траектории: нужно использовать решетчатые стабилизаторы, а их геометрические параметры можно определить методом подбора.

Как положено, вышло Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР, в нем в качестве соисполнителей проекта была названа наша “команда”. Тогда-то и началась настоящая жизнь решетчатых крыльев, закипела работа. Высокие требования и сжатые сроки заставили нас интенсивно использовать методы математического моделирования, опираясь на только что появившегося нового помощника – ЭВМ. Сначала математические модели и численный эксперимент применили в аэродинамике и динамике полета, затем – в вопросах прочности. Чуть позже математическое моделирование пригодилось для обработки разрозненных или неполных опытных данных о механических свойствах конструкционных материалов, из которых делали решетчатые крылья. В результате удалось получить полную информацию о них во всем диапазоне температур (от самых низких до температур плавления).

Работа шла полным ходом, когда на нас посыпались обвинения в авантюризме, отсутствии опыта, не забыли и о слабой научной базе. Обстановка накалилась так, что вопрос вынесли на заседание парткома академии. Первое обсуждение закончилось довольно благоприятно. Пришли к выводу, что, хотя задание сложное и ответственное, предпосылки для его выполнения есть – создан научный задел, несколько лет работает сплоченный коллектив, который уже приступил к выполнению задания.

Прошло совсем немного времени, и нас снова обсуждали на парткоме академии. Особая секретность темы создавала парадоксальную ситуацию. Говорить по существу я не мог и в то же время понимал, что ничего плохого нам уже не сделают, ведь постановление утвердили самые высокие инстанции. После многословных поучений с нас потребовали неукоснительно выполнить все взятые обязательства точно в срок и доложить о результатах на парткоме.

Собравшись на следующий день, мы решили: отступать некуда, “умрем или победим” – и с удвоенной силой взялись за работу. Однако назрела и вторая проблема – необходимо было, не откладывая, обобщить многочисленные исследования по решетчатым крыльям. Написанием монографии занялись сотрудники нескольких кафедр. Мы были уверены, что новая книга будет содействовать внедрению наших разработок.

Великое дело – трудовой подъем дружного отряда единомышленников. Быстро летело время, легко работалось, все невзгоды забывались. Когда успешно прошли натурные испытания ракет с решетками и мы получили заключение о выполнении задания, у команды был настоящий праздник. К этому же времени мы завершили работу над книгой, но, наученные горьким опытом, хранили свои достижения в строжайшем секрете.

И вот снова заседание парткома академии. Пожалуй, никогда мне не приходилось делать столь короткий доклад: “Задание выполнено полностью и в срок, натурные испытания закончились успешно. Основные научные исследования по аэродинамике, конструкции, прочности и технологии производства решетчатых крыльев завершены, обобщены и изданы в виде монографии”.

Среди наших оппонентов мое сообщение вызвало такую же реакцию, как “пренеприятнейшее известие” у героев заключительной сцены “Ревизора”. Нас это вознаградило за все испытания, пожалуй, больше, чем принятое затем положительное и даже хвалебное решение парткома. Пережитые злоключения помогли понять пользу древней истины: “Враг твой, ищущий ошибок, нередко оказывается полезнее друга, стремящегося скрыть их”. Жизнь доказала, что только целенаправленная, упорная работа может создать реальные ценности.

Неудачи

Пришло время рассказать о двух разработках, в которых заметная роль отводилась решетчатым крыльям. Увы, эти исследования не были завершены.

Когда ученые начали разрабатывать идею высадки человека на Луну, возник проект сверхтяжелой ракеты грузоподъемностью не менее 100 тонн. О ее судьбе 20 октября 1989 года в газете “Правда” рассказал Василий Павлович Мишин (долгое время он работал первым заместителем С. П. Королева, а после смерти Сергея Павловича с 1966 по 1974 год возглавлял его фирму):

“Еще в начале 60-х годов Королев задумал универсальную блочную многоцелевую ракету Н-1, которую в зависимости от набора блоков можно использовать для вывода и околоземных, и межпланетных аппаратов…

Этот носитель обещал очень много. Но тут и проявилась вся наша неорганизованность и, к сожалению, низкий общетехнический уровень. Н-1 делали 500 организаций, 26 ведомств. Из них только 9 входили в компетенцию военно-промышленной комиссии. Остальных надо было упрашивать. Никакие постановления Совмина не помогали…

Начались испытания, которые проходили, как всегда у нас, в страшной спешке. Первые четыре пуска – с февраля 1969 года по ноябрь 1972 – продвинули дело довольно сильно вперед; оставалось чуть-чуть… Но этого “чуть-чуть” нам не дали… После 1972 года мы собрали еще две ракеты под новое техзадание, но… программу закрыли. Под топор пустили шесть комплектов ракет, две из них уже собранные”.

Наша команда помогала С. П. Королеву и В. П. Мишину в проектировании и создании решетчатых стабилизаторов. При отработке технологии их производства и прочностных испытаниях пришлось крепко потрудиться, проявить всю нашу изобретательность. Готовые решетки были установлены на ракете Н-1. Горько сознавать, что весь труд оказался напрасным.

Первые успешные полеты в космос, достижения в создании и реализации решетчатых крыльев подтолкнули нас к новой научной работе. Она касалась маневрирования космического летательного аппарата. Известно, что маневр выгоднее всего выполнять с помощью аэродинамических сил, а не за счет двигатель ной установки. Выигрыш будет тем больше, чем выше аэродинамическое качество аппарата (отношение его подъемной силы к сопротивлению). Однако крылья, создающие подъемную силу, трудно защитить от теплового воздействия среды при весьма больших (гиперзвуковых) скоростях. Тут-то и возникла идея – использовать решетчатые крылья, которые могут складываться и раскрываться в полете. Мы должны были доказать, что можно создать достаточно простой летательный аппарат многоразового применения, который будет обладать широкими возможностями маневрирования и сможет без проблем совершать посадку на аэродроме базирования.

В 1962-1963 годах образовалась группа ученых, объединенных стремлением осуществить эту идею. Для того времени это означало заглянуть в будущее космонавтики. Кроме нашей “команды” в группу вошли академик РАН Н. Н. Моисеев, доктор технических наук В. А. Матвеев и их сотрудники. Поддержали нас и В. М. Мясищев – он тогда возглавлял ЦАГИ, начальник Вычислительного центра АН СССР А. А. Дородницын и начальник академии им. Жуковского В. И. Волков.

Мы остановились на самом простом, а потому наиболее реальном варианте – одноместном космическом летательном аппарате и предложили такую схему. Наиболее “горячие” этапы полета (вывод на орбиту, начальный маневр на первом, самом теплонапряженном участке траектории при входе в атмосферу) осуществляются со сложенными решетчатыми крыльями, при этом регулируемая дальность полета достигает заметной величины – 800-950 км. А во время окончательного наведения аппарата на место посадки и маневрирования решетчатые крылья должны быть раскрытыми. Сначала сбрасываются носовой обтекатель и тормозной “зонт”. После этого открываются решетчатые крылья: основные – с помощью телескопических подъемников, носовые – автоматически, под воздействием аэродинамических сил. Таким образом, на последнем этапе полета космический аппарат представляет собой самолет с решетчатыми крыльями и стабилизаторами. Решетки раскрываются на высоте 25-45 км, и начинается маневрирование. Это позволяет приземлиться в любой точке круга диаметром 800-900 км.

Кроме посадки “по-самолетному” предусматривался и другой, более простой вариант приземления – парашютный. Перед посадкой с парашютом решетчатые крылья отклоняются назад на угол 50 градусов с осью аппарата, за счет этого коэффициент сопротивления увеличивается, скорость падает до 80 м/с. На высоте 1,5-2 км открывается парашют, и аппарат приземляется на скорости 7-8 м/с.

Словом, путевку в жизнь решетчатые крылья получили только тогда, когда у А. Д. Надирадзе и С. П. Королева создались тупиковые ситуации. Позже их успешно применяли на разных летательных аппаратах, в том числе в системе аварийного спасения космонавтов на космических кораблях “Союз”. Эта система срабатывает при неудачном запуске или аварии на начальном участке полета. В нештатной ситуации обитаемый отсек “Союза” отделяется от всей системы с помощью специального двигателя, установленного в носовой части ракеты. Он уводит обитаемый отсек из опасной зоны. Полет отделившейся части стабилизируется четырьмя решетчатыми крыльями, которые с помощью гидравлических систем переводятся из положения вдоль оси корпуса в перпендикулярное к ней. На высоте, достаточной для штатной посадки, приводится в действие парашютная система, спускаемый аппарат выпадает из головного обтекателя и с помощью парашюта и двигателя мягкой посадки совершает штатное приземление.

Еще в 1967 году конструкции со складывающимися решетчатыми крыльями привлекли внимание создателей авиационных ракет и бомб. За прошедшее десятилетие они нашли применение в боевых ракетах различного назначения. Среди продолжателей этого научного направления мне были особенно близки В. А. Подобедов, Л. И. Рындин и В. П. Плаунов. В решении технических и организационных проблем помогали генеральные конструкторы А. Л. Ляпин, его преемник Г. А. Соколовский со своим заместителем В. А. Пустовойтовым. В результате на базе отечественной технологии родилось новое поколение авиационных ракет “воздух-воздух”, обладающих уникальными свойствами. На это ушло более четверти века.

Решетчатыми крыльями занимался и первый космонавт планеты, выпускник Военно-воздушной инженерной академии им. Н. Е. Жуковского Юрий Гагарин. Он применил их для стабилизации устойчивости многоразового космического летательного аппарата, который проектировал вместе с другими дипломниками-космонавтами. Юрий проявил себя как талантливый инженер-исследователь и блестяще защитил диплом.

Когда мы выбирали темы дипломов, то принимали во внимание, что летательный аппарат оценивается многими параметрами: совершенством конструкции, уровнем инженерных решений, летными качествами, возможностями управления. А кто лучше летчиков-космонавтов мог ответить на вопросы, связанные с управлением кораблем на сверхзвуковых и посадочных скоростях?

Ю. Гагарин занимался посадкой летательного аппарата. Ему предстояло выбрать оптимальную для нормальной посадки аэродинамическую компоновку, форму и размеры крыла, основных и дополнительных рулевых поверхностей, решить ряд других вопросов, например, изучить особенности управления аппаратом и выработать предложения по улучшению посадки. В аэродинамических исследованиях на разных этапах работы Ю. Гагарин опирался на физический эксперимент (продувки в аэродинамической трубе) и, в большей степени, на математическое моделирование с помощью ЭВМ.

Аэродинамическая схема аппарата должна была обеспечить предпосадочный маневр и посадку “по-самолетному”. Сначала упрощенными расчетами в первом приближении были определены основные геометрические параметры аппарата. Несущий фюзеляж представлял собой крыло большой толщины, за счет этого предполагалось упростить теплозащиту на гиперзвуковых скоростях полета. Кроме того, надо было придать крылу-фюзеляжу достаточные несущие свойства на этих режимах. Во время приземления и перед посадкой требовалось увеличить площадь крыла. Для этого были сконструированы крылья-консоли, они поворачивались и становились продолжением крыла-фюзеляжа. При гиперзвуковом полете консоли поднимались, а при входе в плотные слои атмосферы как бы оставались “в тени” фюзеляжа. С точки зрения теплозащиты тонкостенных консолей это очень важно.

Чтобы исследовать дозвуковые скорости аппарата в аэродинамической трубе, Ю. Гагарину предстояло создать деревянную модель. Еще в 1966 году он выполнил рабочий чертеж-эскиз. По нему на заводе академии и в мастерской-препараторской кафедры аэродинамики изготовили модель. Форму консолей еще предстояло уточнить, поэтому сделали их съемными из толстой фанеры.

В то время мы начали успешно применять упрощенную схему самолета. Оказалось, что вместо “телесных” форм в расчетах можно рассматривать “скелет” летательного аппарата, полученный как бы сплющиванием крыльев, фюзеляжа и других частей. Острословы ЦАГИ называли “скелетную” схему “цыпленок табака”. Она оказалась очень удачной, поскольку значительно упрощала методы расчета аэродинамических характеристик самолетных компоновок на вычислительных машинах. На этой схеме вовсю заработал метод дискретных вихрей, разработанный еще в 1950 году.

Эксперимент Ю. Гагарина должен был, во-первых, опытным путем проверить теоретические выводы и, во-вторых, развеять недоверие к надежности расчетных данных, полученных на основе наших подходов, и вообще укрепить веру в ЭВМ. Юрий “конструировал” и “облетывал” свой аппарат на имевшейся тогда цифровой и аналоговой вычислительной технике. Это была отечественная машина БЭСМ-2М. Благодаря ей исследования обрели реальную почву.

Чтобы обеспечить посадку аппарата “по-самолетному”, сначала выбрали конструкцию с переменным положением крыльев на разных участках полета, но таким путем не удалось сбалансировать аппарат, сделать его удобным для пилотирования при сверхзвуковых и малых скоростях. И тут Ю. Гагарин вспомнил о складывающихся решетчатых крыльях в системе аварийного спасения космических кораблей “Союз” и сразу нашел решение. 19 января 1968 года эксперименты с моделью аппарата закончились. Чтобы достичь приемлемой балансировки, в ее передней части были поставлены два решетчатых стабилизатора. Результаты эксперимента показали, что модель хорошо балансируется на углах атаки до 10о. Юра решил подать заявку на изобретение – “Способ балансировки многоразового космического аппарата самолетной схемы с помощью решетчатых стабилизаторов”. Но подобные решения уже были известны в авиации, они применены на Ту-144, правда, с обычным крылом – носовым стабилизатором. Я как руководитель диплома объяснил это Ю. Гагарину, а он только пошутил, что недолго походил в изобретателях.

Конкретное содержание дипломных исследований мы вместе с космонавтами обсуждали на встрече с Сергеем Павловичем Королевым. Он порекомендовал нам заняться обычной самолетной компоновкой: “Вариант с решетчатыми крыльями у вас проработан довольно основательно, и вам, конечно, проще заняться им. Но нам весьма важно рассмотреть со всех сторон и объективно оценить классическую самолетную схему. Игнорировать этот путь недопустимо”. На том и порешили, тем более, что наш “мозговой центр” также склонялся к этому варианту.

Сергей Павлович считал весьма существенной конструкторскую часть дипломной работы: “Покажите им, как тяжело быть в нашей “шкуре”. Это очень важно. “Шкуру” космонавта они почувствовали, а “шкуру” главного конструктора нет. А им надо хорошо понимать, чувствовать и трудности конструктора. Проблема-то одна, ее не разорвешь на части. Космонавты должны быть на уровне новых задач, идти впереди”. А о Гагарине сказал: “Смелый, искусный летчик и космонавт. Грамотный, думающий инженер. Это то, что нужно. Именно то!” Подробности беседы с главным конструктором запомнились навсегда, ведь это была последняя наша встреча.

Как советовал С. П. Королев, Ю. Гагарину дали возможность побывать в “шкуре” и главного конструктора, и космонавта. На специальном стенде-тренажере моделировались предпосадочный маневр и посадка аппарата. Полет воспроизводился с помощью ЭВМ, причем в программу машины закладывались только что полученные характеристики компоновки. Идеи ее улучшения проверялись расчетами, затем выбирался вариант для контрольных “продувок”, анализировались результаты и Гагарин-“главный конструктор” принимал решение:

– Ладно, хватит, пусть летают на таком аппарате. Что, летчики зря учатся, тренируются? За что им деньги платят?

Потом он отправлялся на испытательный стенд, вводил в вычислительную машину новые данные и “проигрывал” предпосадочный маневр и посадку. Раз за разом пробовал делать и то, и другое и вновь наталкивался на трудности: то аэродинамическое качество мало, то траектория слишком крутая или посадочная скорость велика:

– Кто создал этот утюг? О чем думают конструкторы, что они умеют? – говорил Гагарин-летчик. – Ну и ситуация, тут не соскучишься! Хоть немного отдохнуть от этой бесконечной круговерти!

SS-20

В дополнение к «Пионеру» Советский Союз применил эту технологию к ряду других стратегических и тактических ракет, включая еще одну известную межконтинентальную баллистическую ракету «Тополь-М» (кодовое название НАТО SS-25). После распада Советского Союза Россия по-прежнему придавала большое значение этой технологии. Разработанная компанией ракета Р-77 использовала четыре решетчатых руля.

Ракеты комплекса «Ветер» имели корпус максимальным диаметром 650 мм и длиной 11 м. На хвостовой части корпуса располагались решетчатые рули, раскладываемые после выхода из торпедного аппарата. Противолодочные ракеты 91РТЭ2 и 91РЭ1 комплекса «Клаб» также были оснащены решетчатыми рулями.

Впервые Соединенные Штаты применили эту технологию к авиационной бомбе MOAB (Massive Ordnance Air Blast bomb) для стабильного контроля снаряда во время запуска.

Также в аэрокосмической области Соединенные Штаты провели подробные и углубленные исследования технологии во время разработки системы спасения космического корабля «Орион» в 2011 году.

Ракета CZ-2F также использует это технологическое решение.

Ирина Дорошенко (Filipok)

Дорогие друзья! Желаете всегда быть в курсе последних событий во Вселенной? Подпишитесь на рассылку оповещений о новых статьях, нажав на кнопку с колокольчиком в правом нижнем углу экрана ➤ ➤ ➤

Беседы о ракетных двигателях

ГАЗОВЫЕ РУЛИ — устанавливаются в реактивной струе ракетного двигателя для управления положением ракеты-носителя. Две пары газовых рулей, отклоняемых относительно продольной оси ракеты-носителя, обеспечивают управление по тангажу, курсу и крену. Изготовляются из графита и жаропрочных сплавов. Газовые рули утяжеляют конструкцию двигательной установки и ввиду большого газодинамического сопротивления вызывают значительные потери импульса; в процессе работы подвергаются эрозии. Нашли применение в ракетах Фау-2, Р-1, Р-2, Р5, на первых ступенях PH «Джуно», «Космос», «Скаут».

Расположение газовых рулей в хвостовой части ракеты:
1 — сопло ЖРД; 2 — газовый руль; 3 — ось поворота руля