Проект крылатой ракеты нового поколения

Аннотация: В статье рассматривается проект крылатой ракеты, предназначенной для борьбы с различными целями. Приводится принцип ее работы, рассматривается 3-D модель. Дается описание работы основных механизмов. Приводятся результаты прочностных расчетов. Делается вывод о её основных свойствах на основании полученных результатов.

Первой в мировой истории крылатой ракетой является Фау-1. С момента её создания технологии вооружения шагнули далеко вперёд, что позволило многократно повысить эффективность ракетного вооружения. Не смотря на это, на данный момент невозможно создать идеальную крылатую ракету для решения различных задач. В первую очередь это касается Военно-Морского Флота. Ведь для успешного решения поставленной боевой задачи в морском сражении ракета должна обладать высокими манёвренными свойствами. Данные свойства позволяют ракете доставить боевую часть на заданное расстояние, благополучно преодолев противоракетную оборону.

За всё время развития крылатых ракет было изобретено немало способов маневрирования в пространстве. Например, аэродинамические рули, газодинамические рули, поворотные сопла и т. д. При совершении манёвра необходимо учитывать продольные и поперечные перегрузки, которые могут деформировать летательный аппарат или вовсе его сломать. Таким образом, характеристики ракеты определяются максимальными перегрузками, которые она в состоянии выдержать.

Для улучшения свойств предлагается проект ракеты, способной совершить манёвр за счёт изгиба передней части. Данная ракета содержит подшипник, расположенный в районе центра масс, который расположен так, что передняя часть ракеты способна с его помощью вращаться вокруг своей оси. По бокам ракеты, под корпусом, расположены два подшипника, позволяющие «голове» ракеты совершать вращательное движение в плоскости тангажа. Из этого следует, что ракета в состоянии маневрировать в трехмерном пространстве с помощью поворота головной части в нужном направлении. На рис. 1 изображена ракета в момент поворота в плоскости рысканья.

Рис. 1. Момент поворота ракеты

Подобный механизм разворота может быть успешно применен как для ракет противовоздушной обороны, так и для обычных крылатых ракет. Подобное свойство помогает с легкостью поражать малоразмерные маневренные цели противника и позволяет решать все поставленные перед Военно-Морским Флотом задачи.

Стоит заметить, что при таком способе управления для повышения манёвренных качеств ракете желательно иметь гиперзвуковую скорость. Дозвуковой ракете рекомендуется совмещать рассматриваемый способ с другими, например, с аэродинамическими рулями. Причина заключается в том, что на дозвуковых скоростях необходимо прикладывать довольно большую силу для совершения поворота на больший угол. В связи с этим возникает риск выхода из строя подшипников, расположенных в районе центра масс, что приведет к разрушению летательного аппарата. Не смотря на это, как уже было оговорено выше, применение такого механизма возможно при совмещении его с аэродинамическими рулями.

Для уточнения предполагаемых технических свойств ракеты были произведены прочностные расчеты в программе ANSYS. Результаты расчетов приведены на рис. 2.

Рис. 2. Результаты прочностных расчетов

Исходя из полученных результатов, мы можем сделать вывод, что ракета с описываемым способом маневрирования может быть применима на тех же высотах, что и остальные ракеты пятого поколения. Дополнительные ограничения к такой ракете применять не потребуется. Также данная разработка не повлияет отрицательно на максимальную дальность полета. При полете на гиперзвуковых скоростях максимальная дальность полета может увеличиться на несколько десятков километров за счет уменьшения аэродинамического сопротивления из-за отсутствия аэродинамических рулей. Максимальный угол поворота при помощи предлагаемого механизма, другими словами, угол разворота в движении составляет 7…15 градусов в зависимости от скорости ракеты. Такой величины более чем достаточно, так как на данный момент в арсенале ни одной из стран нет в наличии техники, способной уйти от выпущенной крылатой ракеты, летящей с гиперзвуковой скоростью и совершающей развороты на величину более пяти градусов без дополнительного маневрирования.

В то же время стоит обратить внимание на то, что рассматриваемый способ маневрирования не позволяет вращаться одной части ракеты относительно другой на 360 градусов.

Такое же ограничение стоит и на поворот передней части ракеты в плоскостях рыканья и тангажа. Такие ограничения связаны с невозможностью работы гироскопов ракеты на больших углах поворота. Отсюда следует появление у летательного аппарата «слепых зон», то есть ракета оказывается не в состоянии повернуть на заданный угол за короткий промежуток времени. В связи с этим возможно введение двух дополнительных подшипников для вращения ракеты отдельно как плоскости рысканья, так и в плоскости тангажа. Такое усовершенствование не потребует значительного увеличения затрат на модернизацию крылатых ракет.

Повороты передней части ракеты в плоскостях тангажа и рысканья возможны за счет пневмогидравлической системы управления. Такие же рули можно установить для вращения поворотной части вокруг своей оси, но мы предлагаем установку на ней жидкостного двигателя проворота. Такой двигатель повысит надёжность всей системы и упростит её конструкцию. 3-D модель двигателя представлена на рис. 3.

Рис. 3. Жидкостной двигатель поворота

Двигатель должен быть небольшого размера в связи с небольшим количеством топлива, требуемого для его работы. Для выполнения своих функций тяга двигателя должна составлять около 40 кН.

В пневмогидравлическом приводе такой ракеты рекомендуется использовать гидроусилители со струйным распределением, так как они не требуют тщательной фильтрации жидкости и в их рабочей зоне отсутствуют трущиеся детали. Также стоит отметить простоту конструкции данного гидроусилителя и его высокие динамические характеристики.

Стоит обратить внимание на то, что такой механизм не обязательно располагать в центре масс ракеты. Он может быть смещён в сторону хвостового фюзеляжа ракеты и располагаться в районе крыла для повышения ее маневренных качеств. А при совмещении двух способов расположения механизма появляется возможность увеличить угол разворота ракеты до 30 градусов без дополнительных элементов маневрирования, что делает ракету практически неуязвимой.

Заметим, что последнее из указанных свойств ракеты позволяет нам решать такие задачи, как борьба с авианосной группой противника, а именно – уничтожение самого авианосца. Наиболее важной деталью в данном вопросе является то, что авианосец отлично охраняется, и даже залповое применение современных крылатых ракет не гарантирует нам того, что главная цель будет успешно поражена. Среди методов борьбы с атакующими ракетами, как правило, выделяют две – это постановка различных помех и применение средств противовоздушной обороны. В рамках данной статьи способы ухода ракеты от помех не рассматриваются, но, важно заметить, что её маневренные свойства существенно упрощают этот процесс. При рассмотрении способов ухода от средств противовоздушной обороны, отметим, что те же свойства, благодаря которым угол разворота ракеты может быть равен 30 градусам, позволяют ей, как уже говорилось выше, оставаться неуязвимой.

В заключение необходимо сказать, что предложенный проект крылатой ракеты открывает новые горизонты для развития, как ракетного вооружения, так и военной техники в целом. Как уже было отмечено ранее, применение такого рода ракет позволит решать различные задачи: от уничтожения малоразмерных беспилотных аппаратов противника до уничтожения авианосцев. Заметим, что на данном этапе не проводилась разработка системы управления ракетой, и не прорабатывался принцип борьбы с помехами. Наряду с этим важно учесть, что в дальнейшем, возможно, потребуется создание специальных пусковых установок, способных обеспечить успешное применение подобного вооружения.

Список литературы

1. Дмитриевский А. А. Внешняя баллистика. М. : Машиностроение, 1972. 584 с.
2. Алешков М. Н., Жуков И. И., Савин Н. В. и др. Физические основы ракетного оружия. М. : Воениздат, 1972. 312 с.
3. Гардымов Г. П., Парфенов Б. А., Пчелинцев А. В. Технология ракетостроения: учебное пособие. СПб. : Специальная литература, 1997. 320 с.
4. Современные рулевые приводы ракетных двигателей [Электронный ресурс]. Режим доступа: https://cyberleninka.ru/article/v/sovremennye-rulevye-privody-raketnyh-dvigateley (дата обращения: 10.08.2018).
5. Аржаников Н. С., Садекова Г. С. Аэродинамика летательных аппаратов: учебник для вузов. М. : Высшая школа, 1983. 359 с.

 

Материал поступил в редакцию 20.08.2018
© Полянин К. С., Гордиенко В. С., 2018