4.7.2 Способи створення управляючих сил та моментів
Як відомо з попереднього матеріалу, управляючі сили та моменти за своєю фізичною природою можуть бути або аеродинамічними, або реактивними. Інакше кажучи, існує два способи створення управляючих сил та моментів:
- аеродинамічний;
- газодинамічний.
Принцип створення управляючих сил та моментів аеродинамічними та газодинамічними органами управління практично однаковий, різниця тільки у робочому тілі, що взаємодіє з рулями. У першому випадку (аеродинамічні органи управління) як робоче тіло використовується повітря, у якому відбувається політ літального апарата, а в іншому випадку (газодинамічні органи управління) – газовий потік ракетного двигуна.
На даний час існує велика кількість органів управління, що використовуються на сучасній ракетній техніці.
Розглянемо декілька загальних типів, що найбільш поширені у ракетній техніці, та органи управління з особливим конструктивним рішенням.
Аеродинамічний спосіб створення управляючих сил та моментів
Усі аеродинамічні органи управління об'єднує те, що управляючі сили та моменти мають аеродинамічну природу, тобто є результатом взаємодії цих органів управління з повітряним середовищем (атмосферою), у якому відбувається рух літального апарата. Аеродинамічні органи управління зазвичай поділяють на три групи:
- рульові поверхні, які відхиляються (аеродинамічні рулі);
- поворотні крила;
- переривачі повітряного потоку (інтерцептори).
У крилатих ракет аеродинамічні рулі можуть бути розміщені на поверхні за трьома аеродинамічними схемами (рис. 4.29).
Взагалі будь-яку аеродинамічну схему визначає взаємне розміщення органів управління відносно крил та центра мас ЛА.
На ракетах, що виконані за нормальною аеродинамічною схемою, для надання управляючих сил та моментів зазвичай використовують аеродинамічні рулі типу поворотного оперення, які розміщені позаду крил та центра мас літального апарата (рис. 4.29 а).
Цей тип аеродинамічних рулів та ця аеродинамічна схема використовуються для усіх типів ракет, які літають на середніх висотах з дозвуковими та помірно надзвуковими швидкостями. Але аеродинамічні рулі даного типу можуть бути розміщені на ракеті як у кормовій, так і в носовій частині корпусу.
Ракети, на яких аеродинамічні рулі розміщені попереду крил та ЦМ належать до схеми «утка»(рис. 4.29 б).
Рисунок 4.29 – Варіанти розміщення аеродинамічних рулів
Ця аеродинамічна схема, завдяки своїм маневреним властивостям дуже часто використовується на зенітних та протитанкових керованих ракетах. Наприклад, ПТКР типу 9М111 (113), 9М114 та 9М115 виконані за даною аеродинамічною схемою.
До недоліку цієї схеми можна віднести додатковий момент крену, що виникає на крилах, розміщених за рулями, завдяки скошуванню потоку повітря під час повороту аеродинамічних рулів на деякий кут.
Третя аеродинамічна схема має назву «безхвістка» та характеризується тим, що рулі на таких типах ЛА розміщені таким самим чином, як і в нормальній схемі, але не окремо від крил, а на їх задній кромці (рис. 4.29 в). При такому розміщенні, при малій площі рулів можна отримати високу їх ефективність, але тільки при дозвукових швидкостях польоту. Цей тип рулів іноді називають елерони.
Рисунок 4.30– Схема кінцевих рулів
При надзвукових швидкостях польоту більш ефективним буде інший тип рульових поверхонь – кінцеві рулі. Цей тип рулів також становить лише частину оперення ракети або її крил, але розмішуються вони не на задньому їх краю, а на бокових кінцівках цих крил (рис. 4.30).
Специфічним і цікавим пристроєм кутової стабілізації крилатої ракети є ролером (рис. 4.31).
Ролером – це рухома аеродинамічна поверхня 1, у середині якої розміщується масивний диск-ротор 2.
Цей ротор одним своїм краєм виступає за контур поверхні, унаслідок чого в польоті він розкручується зустрічним потоком повітря та набирає властивостей гіроскопа.
Коли кутова швидкість літального апарата по крену дорівнює нулю, – ролерони встановлюються в напрямку потоку і не створюють стабілізувального моменту, але з початком обертання ракети на ротори ролеронів починає діяти гіроскопічний момент, під впливом якого ролерони відхиляються на деякі кути в протилежному напрямі та створюють момент крену, який пригальмовує обертання ЛА.
Даний пристрій може бути охарактеризований як пасивний автомат стабілізації, який може лише протидіяти повороту ракети відносно її повздовжньої осі, а не управляти її рухом по крену.
Іноді використовують газодинамічні ролерони, які за будовою та принципом дії аналогічні аеродинамічним, але їх ротори розкручуються не потоком повітря, а газовим потоком ракетного двигуна.
На деяких типах ЛА як аеродинамічні ОУ використовують поворотні крила. Управляючі сили та моменти на таких ЛА утворюються завдяки повороту крил відносно корпусу (рис. 4.32). Оскільки площина крил порівняно з рулями набагато більша, то необхідне значення управляючих сил може бути отримане при відносно невеликих поворотах крил, але ці органи управління потребують потужного рульового привода.
Рисунок 4.32 – Крило ракети як орган управління
Цей тип ОУ частіше за все використовується на зенітних керованих ракетах, які характеризуються своїми маневреними властивостями (іноді літальні апарати з цим типом рулів виносять в окрему аеродинамічну схему).
Інтерцептор (переривник потоку) – являє собою пластину, що розміщується всередині або на задньому краю крил літального апарата.
Ця пластина може встановлюватися перпендикулярно до зустрічного потоку, створюючи при цьому підіймальну силу відповідного знаку (рис. 4.33).
Рисунок 4.33 – Варіанти встановлення інтерцептора
До недоліку цього типу органів управління необхідно віднести великий додатковий опір, тому інтерцептори, як правило, використовують на літальних апаратах, для яких лобовий опір відіграє другорядну роль.
Усім аеродинамічним органам управління властивий загальний недолік – вони можуть діяти тільки в межах щільних шарів атмосфери, оскільки створені ними управляючі сили є силами аеродинамічного опору, які залежать від щільності середовища, в якому відбувається рух, та від швидкості літальних апаратів. Виходячи з цього, розглянуті органи управління можуть використовуватися тільки на ракетах з малими та середніми висотами польоту (Н?30–35км) при дозвукових та помірно надзвукових швидкостях польоту (М < 5).
Для балістичних ракет, польотом яких необхідно управляти на великих висотах, а також для доповнення аеродинамічних органів управління, використовують газодинамічні (реактивні) органи управління.
Розглянемо газодинамічний спосіб створення управляючих сил та моментів. Створення управляючих сил та моментів за допомогою газодинамічних органів управління вважають газодинамічним способом.
Газодинамічні органи управління можна поділити на:
органи управління з повним відхиленням газового потоку;
органи управління з частковим відхиленням газового потоку;
управління за допомогою диференту тяги багатокамерних двигунів;
управління за допомогою додаткових двигунів.
До газодинамічних ОУ з повним відхиленням газового потоку належать:
поворотні камери (хитні або верньєрні двигуни);
поворотні сопла;
сопла з різноманітними насадками (дефлектори).
Поворотні камери зазвичай використовують на потужних ракетах, тому що вони вимагають потужних рульових приводів.
Під час відхилення камери (двигуна) у який-небудь площині разом з нею відхиляється весь газовий потік, а внаслідок цього – і вектор сили тяги (рис. 4.33).
Рисунок. 4.33 – Поворотні камери
Поворотні камери, як правило, використовують не самостійно, а поряд з основним (маршовим) нерухомим двигуном.
Відхилення газового потоку можна досягти також, використовуючи на ракеті поворотні сопла. У цьому випадку відхиляється не весь двигун, а тільки його сопло (рис. 4.34).
Даний спосіб характеризується відносно невеликими втратами тяги, а недоліком вважається те, що дуже важко створити герметичне з'єднання рухомих частин двигуна (у місці з'єднання газовий потік має дуже високі значення тиску та температури).
Прагнення спростити конструкцію поворотних сопел привело до застосування на ракетах особливих пристроїв, що отримали назву дефлекторів.
Рисунок 4.34 – Поворотні сопла
Дефлектори являють собою кільця (насадки), які розміщуються в області зрізу сопла і здатні відхилятись у рухомому газовому потоці (рис. 4.35). Такий пристрій взаємодіє з газовим потоком тільки при відхиленні від нейтрального положення. Ця особливість забезпечує захист дефлекторів від значного обгорання, якому піддаються інші газодинамічні ОУ.
Рисунок 4.35 – Дефлектори (варіанти)
Загальною особливістю всіх ОУ з повним відхиленням газового потоку є їх висока ефективність при незначних втратах осьової тяги, але всі вони вимагають потужних рульових приводів, завдяки чому практично неможливе їх використання на невеликих ракетах (TP, OTP).
До ОУ з частковим відхиленням газового потоку відносять:
газодинамічні (газові) рулі;
бокові додаткові сопла;
газові інтерцептори;
струменеві виконавчі пристрої.
Газові рулі, як відомо, являють собою дві пари пластин 1 (рис. 4.36) спеціального профілю, які розміщують у двох взаємно перпендикулярних площинах сопла, що дозволяє їм створювати управляючі моменти не тільки за кутом тангажу, а й за кутом крену. Цей тип органів управління найбільш простий за конструкцією.
Принцип створення цими органами управління управляючих зусиль аналогічний до аеродинамічними рулями. Різниця тільки в тому, що аеродинамічні рулі створюють управляюче зусилля під час взаємодії їх з повітряним потоком.
Рисунок 4.36 – Газодинамічні (газові) рулі
До недоліків цих органів управління необхідно віднести втрату сили тяги, яка викликана додатковим опором рулів, а також їх низьку живучість внаслідок роботи у газовому потоці великої швидкості та температури, інколи з домішками твердих частин.
Бокові сопла (рис. 4.37) являють собою додаткові сопла основного ракетного двигуна, які можуть бути розміщені або в області ГЧ ракети, або в області її хвостової частини.
За допомогою розподільчого пристрою продукти згорання палива спрямовуються в те чи інше бокове сопло або в декілька сопел одночасно, утворюючи при цьому управляючу силу потрібного напрямку.
Рисунок 4.37 – Бокові сопла
Даний спосіб створення управляючих зусиль використовується дуже рідко.
У деяких ракетах використовують газові інтерцептори (газові тримери) (рис. 4.38), які являють собою пластини,
що вводяться в газовий потік перпендикулярно до нього. За принципом дії даний тип ОУ дуже схожий на аеродинамічний інтерцептор.
Газові інтерцептори можуть встановлюватися на ракеті як на зрізі її сопла (зовнішні інтерцептори), так і всередині сопла (внутрішні інтерцептори). На сьогодні використовують тільки зовнішні інтерцептори. Управління за допомогою газових інтерцепторів має ряд суттєвих недоліків:
по-перше це найбільша втрата тяги;
по-друге значне обгорання інтерцепторів.
Рисунок 4.38 – Газові інтерцептори
На потужних двигунах достатнє управляюче зусилля може бути досягнуто за рахунок використання струменевих виконавчих пристроїв (рис. 4.39).
Вприскування (інжекція) робочого тіла у за критичну область сопла, як правило, використовують на ракетах з двигуном на твердому паливі. Цей спосіб ґрунтується на тому, що під час введення сторонньої речовини у надзвукову частину сопла виникає стрибок ущільнення, за яким тиск газу буде більшим, ніж до стрибка.
Саме завдяки цьому перерозподілу тиску виникає управляюча сила.
До позитивних якостей такого способу управління слід віднести відсутність рухомих елементів, а до недоліків – неможливість утворення управляючого моменту за кутом крену при односопловій схемі двигуна.
Сутність управління ракетою за допомогою штучного диферента тяги полягає в тому, що одна камера багатокамерного двигуна форсується та створює силу , а інша камера дроселюється і створює тягу (рис. 4.40).
Рисунок 4.39 – Струменеві виконавчі пристрої
Рисунок 4.40 – Управління за допомогою штучного
диферента
Завдяки цій різниці утворюється управляюче зусилля необхідної величини та напрямку.
Позитивним у цій схемі є те, що нам не потрібні додаткові регулювальні пристрої, тому що для відхилення вектора тяги використовують ті ж самі пристрої, що й для регулювання тяги за величиною.
Схема управління за допомогою додаткових двигунів на відміну від попередніх схем передбачає застосування окремих двигунів малої тяги (двигунів корекції, орієнтації) або взагалі лише балонів зі стисненим газом.
Ці додаткові двигуни, зазвичай розміщують у носовій або у кормовій частині літального апарата. Крім того, працюють такі двигуни в імпульсному режимі. Сопла двигунів корекції розміщують перпендикулярно до повздовжньої осі літального апарата. Регулюючи тривалість подачі газу в те чи інше сопло, можна змінювати імпульс управляючого моменту.
На сучасній ракеті управляючі сили та моменти можуть бути створені аеродинамічними та газодинамічними органами управління як самостійно, так і комбіновано. Так, на деяких літальних апаратах (до яких можна віднести ракету 9М79 комплексу «Точка») газові рулі використовують у комбінації з аеродинамічними органами управління. Конструктивно вони виконані на одній осі та управляються однією рульовою машиною.
На початку польоту управління здійснюється газовими рулями, тому що до досягнення швидкості ~ 50 м/с аеродинамічні рулі малоефективні. Після досягнення необхідної швидкості починають працювати аеродинамічні рулі.
Комбінація різних органів управління також дуже поширена і на потужних стратегічних ракетах. Так, на американській міжконтинентальній ракеті «Мінітмен» виконавчими органами системи управління є:
- на першому ступені ракети – маршовий ракетний двигун на твердому паливі з чотирма поворотними соплами;
- на другому та третьому ступенях ракети – РДТП з інжекцією рідини (фреон) у за критичну частину сопла (тангаж та рискання); за кутом крену ракета на цих ступенях керується за допомогою системи порохових акумуляторів тиску;
- на ділянці роботи ступеня розведення бойових блоків головної частини управління здійснюється за допомогою десяти додаткових двигунів орієнтації (6 – тангаж та рискання, 4 – крен).
Аналіз та порівняння різних способів створення управляючих сил та моментів дозволяє зробити висновок, що всім органам управління літальних апаратів притаманні як позитивні якості, так і недоліки. Тому ще на етапі проектування обов'язково проводиться детальний аналіз вимог щодо маневреності, висоти та швидкості польоту кожного окремого зразка ракетної техніки. Результатом цього аналізу і буде вибір органів управління (або деякої їх комбінації), оптимальних для даного зразка літального апарата.
, а інша камера дроселюється і створює тягу 
(рис. 4.40).
