CC BY
85
УДК 533.695.9
М.В. Курчанов, асп., (4872) 23-24-50, maxkurchanov@mail. ш (Россия, Тула, ТулГУ)
НИВЕЛИРОВКА УГЛОВ УСТАНОВКИ ЛОПАСТЕЙ СТАБИЛИЗАТОРА И КОНСОЛЕЙ КРЫЛА С ПОМОЩЬЮ НАРЕЗНЫХ КАНАВОК НА КОРПУСЕ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
Рассмотрен способ нивелировки углов установки лопастей стабилизатора и консолей крыла с помощью нарезных канавок на корпусе летательного аппарата с целью обеспечения расчетной частоты вращения. Представлены результаты моделирования обтекания нарезов потоком воздуха на сверхзвуковых скоростях.
Ключевые слова: крутящий момент, нарезы, нивелировка, скорость вращения, угол закрутки.
В настоящее время в отечественных реактивных системах залпового огня (РСЗО), таких, как «Град», «Ураган», «Смерч», а также комплексах высокоточного оружия (ВТО) «Корнет», «Тунгуска», «Панцирь», «Стрела», «Игла», «Метис» и др. используются оперенные снаряды, проворачивающиеся вокруг продольной оси. В снарядах РСЗО вращение снаряда по крену используется для снижения рассеивания, в то время как в приведенных выше комплексах ВТО вращение ракеты вокруг своей оси обусловлено использованием аэродинамической схемы «утка» (схема, при которой у летательного аппарата органы продольного управления расположены впереди крыла), т.к. в данной схеме стабилизация ракеты по крену сильно усложняет систему управления, а, следовательно, увеличивает стоимость изделия [1].
При выборе частоты вращения ракеты по крену конструктор руководствуется следующими соображениями:
- несовпадение частоты вращения ракеты вокруг оси с периодом колебаний основного тона конструкции для исключения возникновения резонанса;
- возможность управления снарядом при заданной частоте вращения [2].
Закрутка снарядов вокруг своей оси происходит при движении ракеты по направляющей пусковой установки или при движении в транс-портно-пусковом контейнере. На траектории частота вращения ракеты поддерживается косопоставленным оперением, а при наличии большого активного участка - косопоставленными соплами.
Недостаток поддержки частоты вращения снаряда за счет косопос-тавленного оперения заключается в достаточно большом падении частоты вращения в конце траектории полета (обуславливается низким значением
скорости ЛА при большом пассивном участке траектории), а также из-за несоответствия угла установки лопастей стабилизатора или же консолей крыла, вследствие, наличия допуска на угол установки. Например, при расчетном угле установки консоли крыла 15' допуск на установку равен ±5' , что составляет ~ 30 % и, соответственно, частота вращения снаряда может различаться в таких же пределах, что недопустимо при проектировании сложных технических систем. Также уменьшение допусков на угол установки оперения ракеты ведет к снижению технологичности конструкции, а также к увеличению стоимости изделия [3].
Для устранения этих недостатков можно поддерживать частоту вращения снаряда с помощью винтовых нарезов, расположенных на корпусе ракеты.
Нарезы могут располагаться в любой части фюзеляжа и даже проходить по всей длине ракеты. Варьируя длину нарезной части, ширину и глубину нареза, их количество, угол закрутки, можно добиться получения необходимого крутящего момента для поддержания частоты вращения снаряда, а также снизить его лобовое сопротивление.
В результате моделирования газодинамического процесса обтекания ракеты, выполненной по бикалиберной схеме, с нарезами, расположенными на корпусе разгонной двигательной установки, были получены характерные картины линий тока потока воздуха в области нарезов (рис. 1) и на их основе получены данные об углах закрутки потока воздуха относительно продольной оси ракеты.
а б
Рис. 1. Линии тока обтекания ракеты, выполненной по бикалиберной схеме, с нарезами, расположенными по всей длине стартового двигателя: угол закрутки нарезов 15°(а) и 10(б)° (глубина нареза 1,5 мм, количество 25 шт., скорость 800 м/с)
На рис. 1 видно, что поток воздуха, попадая в нарезную канавку, отклоняется на небольшой угол относительно продольной оси, затем пройдя некоторое расстояние внутри нареза, срывается из него, вследствие малой глубины нареза, и выходит на наружную поверхность двигателя, отклоняясь от продольной оси ракеты. Двигаясь далее, поток снова затекает в область следующего нареза и происходит описанная выше ситуация. На
рис. 1 также можно заметить, что при меньшем угле закрутки нарезной канавки срыв потока значительно меньше и большая часть потока воздуха движется внутри нареза. При этом угол закрутки потока все равно оказывается больше у нарезов с большим углом закрутки.
На рис. 2 в виде графиков представлено распределение угла поворота потока по длине нарезной части ЛА, из которого видно, что поток в одном случае разворачивается в результате затекания в нарезы неравномерно: в начале нарезной части поток резко начинает закручиваться, тогда как далее интенсивность роста угла поворота струйки воздуха падает, но в то же время в некоторых областях она опять возрастает. Такой характер изменения закрутки потока был получен для нарезов с углом закрутки 15° и объясняется тем, что происходит срыв потока из области канавок, что вносит нелинейность в интенсивность изменения угла поворота потока.
Рис. 2. Распределение угла поворота потока по длине нарезной
части ЛА, скорость 800 м/с: нижний график - угол нарезов 10°, верхний график - угол нарезов 15°
В то же время для нарезных канавок, установленных под углом 10° к продольной оси ракеты, график изменения закрутки потока является практически линейным, что говорит о безотрывном обтекании нарезов.
В исследуемом диапазоне скоростей полета влияние на величину крутящего момента, создаваемого нарезной частью, скорость практически не оказывает, что является большим преимуществом по сравнению со стабилизаторами, т.к. крутящий момент, создаваемый ими, сильно зависит от скорости полета ЛА, что не позволяет контролировать величину крутящего момента во всем диапазоне скоростей полета.
Несмотря на все перечисленные выше достоинства поддержки скорости вращения ЛА с помощью нарезных канавок, величина крутящего момента, полученная на нарезной части несоизмерима мала по сравнению с косопоставленным оперением, что не позволяет получить требуемое значение момента, необходимое для обеспечения постоянной частоты вращения ракеты в полете. В связи с этим использование нарезных канавок без
стабилизаторов не представляется возможным на управляемых ракетах и возможно лишь на неуправляемых снарядах (пулях), вращение которых обусловлено необходимостью увеличения кучности стрельбы, и крутящий момент, потребный для устойчивого полета на предписанную в ТТХ дальность, придается снаряду в канале ствола, а нарезы на корпусе ЛА нужны для снижения разброса частоты вращения снаряда при стрельбе на максимальную дальность.
Гораздо больший интерес представляет использование нарезов на корпусе ЛА в качестве дополнительного элемента для создания крутящего момента вместе с оперением, причем стабилизаторы могут быть установлены под нулевым углом к продольной оси ракеты вследствие закрутки потока воздуха на нарезной части ЛА. При таком использовании нарезных канавок крутящий момент создается не только на нарезной части ЛА, но также и на стабилизаторах, установленных без угла атаки.
Анализ данных зависимостей свидетельствует о том, что величина крутящего момента, возникающего на стабилизаторах ракеты, сопоставима со значениями, полученными при обтекании оперения ЛА, установленных при малых углах атаки. Сравнительные характеристики крутящего момента и лобового сопротивления стабилизаторов, установленных под углом 2°±30' к продольной оси ракеты, и нарезов вместе с оперением ЛА представлены на рис. 3.
Представленные зависимости позволяют сделать вывод о том, что описанный выше способ позволяет получить практически такой же крутящий момент, который можно получить на стабилизаторах, установленных под углом 2°±30' к продольной оси, при том, что лобовое сопротивление нарезной части ЛА и стабилизаторов, установленных без угла атаки, оказывается значительно ниже.
В результате проведенных исследований можно сделать вывод о том, что использование метода создания крутящего момента для поддержания частоты вращения управляемого беспилотного летального аппарата возможно только вместе со стабилизирующими аэродинамическими поверхностями, установленными без угла относительно продольной оси ракеты. При этом достигается значительное снижение лобового сопротивления ЛА.
Данный метод также возможен к применению для нивелировки, т.е. устранению погрешностей изготовления блока стабилизаторов управляемых ракет. При этом возможны различные варианты, отличающиеся тем, что позволяют регулировать частоту вращения снаряда как перед стартом, так и непосредственно в процессе полета, а также степенью точности и автоматизации регулировки.
Рис. 3. Зависимость крутящего момента и лобового сопротивления на стабилизаторах и нарезах от длины нарезной части и угла закрутки нарезов, глубина нареза 1,5 мм, количество 25 шт., скорость 800 м/с: 1 - крутящий момент и лобовое сопротивление стабилизаторов, установленных под углом 2°+30'; 2 - крутящий момент и лобовое сопротивление стабилизаторов, установленных под углом 2°-30'; 3 - общий крутящий момент и лобовое сопротивление нарезной части ЛА и стабилизаторов; 4 - крутящий момент и лобовое сопротивление стабилизаторов под нулевым углом атаки, полученным от скоса потока на нарезной части; 5 - крутящий момент и лобовое сопротивление нарезной части
Первый из возможных способов устранения погрешности изготовления и установки лопастей стабилизатора заключается в применении нарезной юбки, установленной на корпусе ЛА в кормовой части, непосредственно перед блоком стабилизаторов (рис. 4).
Ширина, глубина, длина и угол нарезов юбки предварительно рассчитываются для частного случая, также, варьируя эти четыре параметра, необходимо проведение оптимизации с целью выявления минимального лобового сопротивления, возникающего на нарезах.
При серийном производстве возможно использование данных, полученных при отработке ракеты с нарезной юбкой, конкретно для каждого ЛА, с последующей аппроксимацией в эмпирическую зависимость для расчета параметров нарезов.
Рис. 4. Конструкция 120 мм управляемого снаряда с нарезной юбкой для устранения погрешности изготовления и установки лопастей стабилизатора:
1 - корпус ЛА; 2 - нарезная юбка; 3 - блок стабилизаторов
В итоге после изготовления изделия и установки блока стабилизаторов измеряются углы установки лопастей, полученные на каждом изделии, затем рассчитываются необходимые параметры нарезной части юбки и происходит ее изготовление для каждого изделия индивидуально с последующей установкой на ракету. Крепление юбки на корпусе ЛА целесообразно выбирать, исходя из силы, возникающей на нарезах, и может быть очень разнообразным, например, штифтовым или соединением с натягом.
Список литературы
1. Дмитриевский А.А. Внешняя баллистика. М.: Машиностроение, 1979. 479 с.
2. Калугин В.Т., Голубев А.Г. Аэродинамика. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2010. 687 с.
3. Краснов Н.Ф. Аэродинамика. Ч. 1. Основы теории. Аэродинамика профиля и крыла. М.: Либроком, 2010. 498 с.
M. V. Kurchanov
ANGLE LEVELING BLADES OF STABILIZER AND WING PANELS BY RIFLED GROOVES IN THE BODY OF AIRCRAFT
The article describes the way of leveling angle of stabilizer blades and wing panels with threaded grooves on the body of the aircraft in order to provide the estimated speed. There are results of modeling the flow of rifling airflow at supersonic speeds in the text.
Key words: torque, cutting, leveling, rotating velocity, the angle of twist.
Получено 17.10.12
