Компоновка ЗУР

Выбор геометрических параметров рулей и поворотных крыльев

Требования аналогичны проектированию обычных консолей крыльев, но необходимо учитывать ряд дополнительных соображений, важнейшим из которых является уменьшение шарнирных моментов.

Выбирая форму рулей, стремятся свести к минимуму перемещение их центра давления, вызванного изменением числа М и углов a,d (отклонение руля).

Для этого существуют два пути:

1) уменьшение b _ср рулей, для чего увеличивают их удлинение;

2) выбор рациональной формы в плане (увеличение сужения, угла стреловидности).

Если органы продольного управления используется и для поперечного управления (дифференциальные рули), то с целью увеличения плеча относительно оси ox, также целесообразно увеличить их удлинение. Проблема уменьшения шарнирных моментов особенно важна для схемы поворотного крыла. Однако при выборе формы поворотных крыльев решающее влияние оказывают ограничения компоновочного характера.

Компоновка УР, т. е. взаимное расположение ее составных частей, отличается большим разнообразием. В двухступенчатых ракетах применяется две схемы расположения стартовых двигателей: тандемная, или соосная, когда двигатель первой ступени расположен сзади второй соосно («Найк-Геркулес»), и пакетная, когда два или четыре стартовых двигателя расположены по бокам маршевой части («Тандерберд»). При использовании пакетной схемы оси сопел стартовых двигателей отклоняют на некоторый угол, чтобы их пересечение находилось в районе центра тяжести ракеты. Этим достигается уменьшение влияния разности тяг двигателей и неодновременности начала и конца их работы. Первая из этих схем применяется чаще. Она обеспечивает простое и более надежное отделение стартового двигателя в полете, а также меньшее лобовое сопротивление. Вторая схема позволяет значительно уменьшить общую длину ЗУР и размеры пусковой установки. Одновременное и безопасное отделение стартовых двигателей здесь обеспечить значительно труднее. Стартовый вес несколько возрастает из-за увеличения лобового сопротивления. В трехступенчатых ракетах расположение ступеней, как правило, соосное («Спартак»).

Размещение составных частей маршевой ступени может быть различным. Боевая часть располагается чаще всего в головной части корпуса, но иногда ее помещают и в середине корпуса и даже вблизи хвостовой части. Камера двигателя находится в хвосте, а иногда и в средней части. Топливные баки ЖРД занимают обычно среднюю часть корпуса. Бортовая аппаратура может размещаться в отсеках головной, средней или хвостовой части.

Полезная нагрузка компонуется в основном в двух независимых отсеках: отсеке оборудования и отсеке боевой части. В конструктивном отношении отсек оборудования является наиболее трудоемким, так как в нем должны быть эксплуатационные люки и разъемы, место для размещения блоков аппаратуры и соблюдены заданные аэродинамические формы.

Как правило, отсек оборудования – это головная часть корпуса ракеты. Для обеспечения более благоприятных условий работы гироскопических устройств, их выгоднее размещать ближе к центру масс, а источники питания – ближе к рулевым органам, антенны приемно-передающих устройств – ближе к кормовой части ракеты и т. д.. Однако комплектация оборудования в блоки и их размещение в головной части корпуса ракеты обусловлена конструктивными и эксплуатационными требованиями. Необходимо заметить, что линейные размеры отсеков оборудования и боевой части не являются жесткофиксированными, длина каждого из них может служить замыкающим размером в размерной цепи длины ракеты.

Отсек оборудования. Объем конической головной части (при допущении, что головная часть корпуса заполнена только оборудованием)

,

где – коэффициент конструктивной плотности отсека оборудования, в среднем = (300-400) кг/м³;

Длина отсека,

где m_об в кг; S_M в м²; в кг/м³.

Отсек боевой части. Примем длину отсека боевой части как замыкающий размер в общей размерной цепи длины ракеты. При найденных габаритных размерах отсека оборудования, отсека топлива и отсека двигателя, длина отсека боевой части

lбч =lр-(lдв+ lб+ lоб)

Длина отсека оборудования приближенно может быть определена на основе анализа массы полезной нагрузки ракеты.

Анализ массы полезной нагрузки остается малоизученным как вследствие отсутствия в достаточном объеме статистических материалов, так и в силу известной трудности определения оптимального распределения массы между боевой частью и оборудованием при фиксированных условиях поражения цели. Поэтому иногда более точной может оказаться величина массы боевой части, найденная из условия удовлетворения требованиям боевой эффективности, чем величина массы оборудования.

Боевые части ракет, как правило, являются несущими. Если масса боевой части известна, то длина занимаемого ею отсека

,

где – коэффициент конструктивной плотности отсека боевой части. Для боевых частей =1100-1700 кг/м3.

Тогда замыкающим будет размер отсека оборудования

lоб = lр – (lдв + lб + lбч)

Определив габариты корпуса ракеты и его отсеков, необходимо выбрать способы соединения этих отсеков друг с другом и определить необходимые линейные размеры несущих аэродинамических плоскостей. В этом случае планер ракеты можно рассматривать как конструктивно-силовую схему ракеты и проводить анализ действующих на нее нагрузок.

Бортовое оборудование делится на блоки:

1. Аппаратура наведения (ГСН, блоки радиоуправления и радиовизирования, инерциальная система)

2. Автопилот, состоящий из блоков управления и РП.

3. Взрыватель с предохранительно-исполнительным механизмом.

4. Бортовая энергосистема (источники питания, преобразователи энергии, кабельная сеть)

5. Антенно-фидерные устройства каналов радиоуправления, радиовизирования, радиовзрывателя.

6. Пиротехнические устройства (могут использоваться для запуска разделения ступеней).

ГСН конструктивно делится на координатор цели и электронный блок. Координатор – в носовой части корпуса, электронный блок – за ним.

Гиростабилизирующую платформу инерционной системы управления (или блок управления автопилота с гироскопами) размещают вблизи центра масс ракеты, чтобы уменьшить влияние угловых колебаний на работу ДУС (скоростных гироскопов). Радиовзрыватель, так как в него входят устройства, подвергающиеся вибрации, размещают вдали от ДУ. Передающие и приемные антенны радиовзрывателя размещают в передней части корпуса вне зон расположения рулей и крыльев и разносят по длине на некоторое расстояние.

Антенны радиоуправления и радиовизирования, осуществляющие связь с командным пунктом, устанавливают в носовой части корпуса на задней кромке или на консолях крыльев, чтобы избежать экранирования ракеты.

РП располагают возможно ближе к соответствующим рулям.

БЧ размещают обычно в передней части корпуса, чтобы исключить затенение поражающих элементов несущей поверхности.

Двигатели стремятся разместить в кормовой части, тогда сопловой блок получается наиболее компактным и легким. Но при этом неизбежно изменяется центр ракеты по мере выгорания топлива. Чтобы уменьшить разбежки центровок, двигатель смещают вперед. Выход газовой струи при этом может быть осуществлен через газовод или через несколько боковых сопел.

В первом случае возникают трудности в компоновке оборудования в кольцевом пространстве вокруг газоводов. Здесь обычно размещают РП, баллоны со сжатым газом, ПАД, элементы радиоаппаратуры. Для защиты их от нагрева необходима наружная теплоизоляция газоводов.

В варианте с боковыми соплами увеличивается лобовое сопротивление ракеты, особенно при пассивном полете, растут потери тяги, вызванные наклоном боковых сопел. Обдув горячими газами обшивки кормового отсека требует ее теплоизоляции. Кроме того, размещение рулей в кормовой части ракеты возможно только в непосредственной близости от среза сопел, где поперечные размеры газовых струй невелики. Но при этом эффективность рулей резко падает (малое плечо относительно центра масс). Перемещение же рулей назад приводит к их попаданию в область влияния быстрорасширяющихся газовых струй. Это может привести к нарушению устойчивости и управляемости ракеты. Из-за этого вариант с боковыми соплами применяется только у схемы «утка».