Author: Жуков И.И. Алешков М.Н. Савин Н.В. Кукушкин Д.Д.
Tags: оружие вооружение артиллерийско-техническое имущество бронированные машины и специальные средства транспорта стрелковое оружие личное оружие боеприпасы и боевые отравляющие вещества управляемые и неуправляемые ракеты и реактивные снаряды физика ракетная техника ракетостроение
Year: 1972
Text
Ордена Трудового Красного Знамени
ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО
МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ СССР
МОСКВА—197 2
Физические
ОСНОВЫ
РАКЕТНОГО
ОРУЖИЯ
Издание второе
переработ анное
и дополненное
355.71
Ф50
УДК 623.4(024)
Авторский коллектив:
АЛЕШКОВ М Н., кандидат технических наук: ЖУКОВ И. И.,
доктор технических наук; САВИН И. В., инженер; КУКУШ-
КИН Л. Д-, кандидат технических наук, МАРКОВ О. И.,
кандидат технических наук, ФОМИН Ю. Г, кандидат
технических наук
Ф50 Физические основы ракетного оружия. М., Воениз-
даг, 1972.
312 стр.
В книге изложены основы боевого применения ракетного оружия, эле-
менты «еорми полета, физические принципы реактивного движения, описаны
ракетные двигатели и топлива, системы управления и наведения ракет раз-
личных классов.
Описаны принципиальное устройство ракет различных конструкций и их
основных агрегатов, а также устройство наземного оборудования к испыта-
ния ракетных комплексов. Приведена классификация ракетного оружия.
Киша написана по материалам открытой отечественной и иностранной
печати.
1-12-4
105—72
355.71
ПРЕДИСЛОВИЕ КО ВТОРОМУ ИЗДАНИЮ
Достижения науки и техники за последние десятилетия произ-
вели коренной переворот в боевых средствах и формах ведения
войны. Особое, самостоятельное место в развитии средств воен-
ной техники принадлежит ракетному оружию различного на-
значения.
Предлагаемая книга «Физические основы ракетного оружия»
является вторым, переработанным и дополненным изданием, со-
держащим основные сведения и принципы устройства ракет всех
классов.
Книга состоит из двенадцати глав
В главе 1 кратко изложена история развития ракетного ору-
жия, показаны роль и место его в вооруженной борьбе, даны за-
дачи, решаемые ракетным оружием различного назначения.
Главы 2, 3, 4, 5, 9, 10, 11 посвящены основам конструктивного
устройства ракет, двигательных установок, наземного оборудова-
ния и испытаниям ракет и ракетных комплексов.
В главе 6 рассмотрены ракетные топлива, глава 7 посвящена
теории полета ракет и теории поправок.
Глава 8 знакомит с системами управления ракет, наконец, в
главе 12 изложены основы устройства боевых частей различного
Назначения.
Главы 1, 2, 9, 10, 11 написаны М. Н. Алешковым; главы Зиб-
В. Савиным и И. И. Жуковым; главы 4, 5 — II В. Савиным;
глава 7 Д. Д. Кукушкиным и И И. Жуковым; глава 8 —
°- Г. Фоминым и глава 12—0. П. Марковым.
1*
3
Книга рассчитана па офицеров, связанных с эксплуатацией ра-
кетного оружия, курсантов и слушателей военно-учебных заведе-
ний и всех, занимающихся ракетной техникой.
Все пожелания и критические замечания по содержанию книги
авторы просят направлять по адресу. Москва, К 160, Управление
Военного Издательства ЛЮ СССР.
Глава 1
БОЕВОЕ ПРИМЕНЕНИЕ РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ
РАЗЛИЧНОГО НАЗНАЧЕНИЯ
1.1. ИЗ ИСТОРИИ РАЗВИТИЯ РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ
В литераторе, посвященной ракетной технике, утверждается,
что родиной первых ракет являются восточные страны.
Наиболее яркие страницы из истории развития ракетного дела
связаны с русским периодом, относящимся к XV веку.
Для военных целей в XVII веке в России были созданы поро-
ховые зажигательные и осветительные ракеты.
В начале XIX века на вооружение сухопутных войск и военно-
морского флота России приняты первые пороховые фугасные и за-
жигательные ракеты трех калибров, которые использовались в
войне с Турцией (1828 —1829 гг.).
Более совершенные ракеты в России появились в середине
XIX века, успешно использованные при обороне Севастополя, в
Крымской войне (1853—1855 гг.).
В начале XX века русские ученые К. Э. Циолковский (1857—
1935 гг.) и II. В. Мещерский (1859—1935 гг.) заложили основы
новой науки — ракетодинамики.
Первые советские ракеты были созданы и испытаны коллекти-
вом инженеров ЦАГИ н ГИРД в период 1920—1933 гг. Например,
в 1930 г. для авиации разработаны и испытаны 82- и 132-.и.ч ра-
кеты.
В период 1923—1937 гг. велась разработка различных двигате-
лей для ракет.
В результате этих работ в 1939 г. Советская Армия получила
на вооружение ракеты нескольких типов. Первое применение эти
ракеты нашли в боях с японскими захватчиками на реке Халхии-
Гол в 1939 г. В боях с белофиннами (осень 1939 — зима 1940 гг.)
ракеты калибра 82 и 132 мм эффективно применялись авиа-
цией.
5
Ракетное оружие успешно применялось авиацией в воздушных
боях и наземными войсками для нанесения ударов по наземным
целям в годы Великой Отечественной войны 1941 —1945 гг.
Наряду с развитом авиационных ракет создавались ракеты,
запускаемые с земли. Так, к лету 1939 г. была отработана пуско-
вая установка на 16 ракет калибра 132 мм. Установка монтирова-
лась на шасси автомобиля, что обеспечиваю высокую се мобиль-
ность. Данный вариант пусковой установки и принят в основу бое-
вой машины «БМ-13», любовно названной нашими воинами и на-
родом «катюшей» за ее мощные и точные удары по фашистским
захватчикам.
Позднее, в 1942 г., на вооружение Советской Армии поступили
тяжелые 300-лш реактивные мины «М-30», способные разрушать
любые сооружения полевого типа.
В этот же период (1941 —1942 гг.) в осажденном Ленинграде
были разработаны, изготовлены на заводах в условиях блокады и
применены на Ленинградском фронте тяжелые турбореактивные
фугасные мины «М-28» калибра 280 мм и зажигательные мины
«М-32» калибра 320 мм.
В заключительный период Великой Отечественной войны ракет-
ные подразделения Советской Армии, оснащенные реактивным
оружием, участвовали в боях па всех фронтах, а их залпы по вра-
гу открывали беспрепятственный путь нашим наступающим частям.
В послевоенные годы разработаны новые ракеты всех видов,
позволяющие надежно защищать завоевания Октября.
Благодаря неустанной заботе Коммунистической партии и Со-
ветского правительства в СССР создана мощная научно-техниче-
ская и производственная база, что позволило открыть новую стра-
ницу в истории развития ракетной техники — эпоху космических
полетов.
1.2. РОЛЬ И МЕСТО РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ В ВООРУЖЕННОЙ БОРЬБЕ
Относительная неуязвимость ракетного оружия и результатив-
ность наносимых им ударов обусловили его совершенствование и
наложили серьезный отпечаток на развитие военной мысли и раз-
работку^ вопросов ведения современных войн.
Военные идеологи капиталистических стран полагают, что в
возможной войне в широких масштабах будут применяться ядер-
ное ракетное оружие и другие средства массового поражения на-
равне с классическими видами вооружения. С этой целью па
основе достижений современной науки и техники в последние годы
во многих странах разрабатываются новые системы вооружения
с ракетами различной дальности, способные "доставлять к цели
ядерные боевые части большой разрушительной силы в течение
нескольких или десятков минут.
6
। Строятся современные атомные подводные лодки, вооруженные
Пакетами большой дальности, способные осуществлять пуск ракет,
находясь как в надводном, так и в подводном положении. Разра-
батываются ядерные бомбы, которые будут доставляться к цели
авиацией дальнею действия
В соответствии с программами перевооружения многие капита-
листические страны оснащают свои вооруженные силы ракетным
оружием.
. По мнению военных специалистов капиталистических стран, ра
кетное оружие способно на современном этапе самостоятельно
решать практически все задачи уничтожения различных объектов
Они исходят из того, что это оружие является одним из перспек-
тивных видов вооружения, так как имеет существенные преимуще-
ства в оперативно-тактическом и техническом отношении по сравне-
нию с классическим вооружением, например ствольной артилле-
рией, боевой авиацией и военно-морским флотом. Основными пре-
имуществами ракетного оружия они считают следующие.
Ракетное оружие имеет практически неограниченную дальность
действия — от десятков до нескольких тысяч километров.
В настоящее время в ряде стран приняты па вооружение или
разрабатываются вновь ракеты на дальности: до 40 км, от 40 до
250 км, от 250 до 800 км, от 800 до 2500 км, от 2500 до 5000 км, от
5000 до 10 000 км и более.
Ракетами можно управлять в процессе их полета к цели, бла-
годаря чему значительно увеличивается эффективность поражаю-
щего действия при нанесении удара.
Имея большие скорости полета и высокие траектории, ракеты
менее уязвимы по сравнению с другими средствами борьбы. Их
прорыв к цели, оснащенной сильной системой ПВО и ПРО, более
вероятен, чем прорыв военной авиации.
Благодаря большой скорости полета ракеты преодолевают мно-
гие тысячи километров за несколько десятков минут.
Применение различных ракетных двигателей большой тяги по-
зволяет существенно увеличить мощность боевых частей как с за-
рядом обычного снаряжения, так и с ядерным зарядом.
При этом отмечается, что эффективность применения ракетного
оружия во многом зависит от точности стрельбы, мощности бое-
вых частей ракет, характера целей, по которым наносится удар, а
также от вида ядерпого взрыва (наземный или воздушный).
Количество ракет, необходимое для поражения топ или иной
Цели, при заданной величине надежности резко возрастает с уве-
личением дальности их действия и существенно уменьшается с уве-
личением мощности их боевых частей.
Ракеты можно запускать в любое время года и суток незави-
симо от метеорологических условий
Наряду с положительными качествами ракетное вооружение
имеет и существенные недостатки:
громоздкость ракет большинства калибров;
7
— малая мобильность пусковых средств, особенно для ракеу
большой дальности;
— уязвимость стационарных пусковых систем;
— малая скорострельность некоторых типов ракетных уста-
новок;
— недостаючная эффективность ракет при поражении подвиж-
ных целей;
— демаскируемость места пуска ракет;
— сложность производства ракет дальнего действия и вслед-
ствие этого высокая их стоимость.
Однако постоянное совершенствование ракет и ракетных ком-
плексов в целом значительно уменьшило влияние этих недостат-
ков.
В зависимости от выполняемых в боевых условиях задач ра-
кеты принято делить на тактические, стратегические, ракеты си-
стем противовоздушной (ПВО) и противоракетной (ПРО) оборо-
ны, ракеты противолодочной обороны (ПЛО).
Ракеты тактического назначения имеют дальность стрель-
бы до 1000 км. Этот вид ракет используется непосредственно на
поле боя войсками, в боевых порядках и предназначен для реше-
ния задачи в интересах общевойсковых частей и соединений.
К тактическим ракетам относятся: противотанковые управляемые
ракеты (ПТУР); ракеты, применяемые для стрельбы из специаль-
ных ружей и безоткатных орудий; ракеты, запускаемые с пуско-
вых установок со многими или одиночными направляющими; ра-
кеты, используемые в интересах крупных войсковых соеди-
нений.
К стратегическим ракетам относятся баллистические ра-
кеты средней дальности с досягаемостью от 1000 до 4000—5000 км
и большой дальности, в том числе и межконтинентальные с дося-
гаемостью свыше 5000 км.
Стратегические ракеты размещаются главным образом па ста-
ционарных базах, но могут устанавливаться на подвижных сред-
ствах: железнодорожных платформах, кораблях, подводных лод-
ках и специальных автомашинах.
Ракеты систем ПВО и ПРО предназначены для борьбы
с воздушными целями: самолетами, боевыми головками ракет.
Противолодочную оборону (ПЛО) осуществляют с по-
мощью ракет и других систем вооружения, устанавливаемых на
авиационных, подводных и надводных средствах. В состав авиа-
ционных противолодочных средств входят самолеты и вертолеты,
базирующиеся на противолодочных авианосцах.
1.3. ЗАДАЧИ, РЕШАЕМЫЕ РАКЕТАМИ РАЗЛИЧНОГО НАЗНАЧЕНИЯ
За рубежом считают, что в боевых условиях тактические ра-
кеты предназначаются для ведения борьбы с тактическими сред-
8
' утвами ядерного нападения, живой силой, находящейся в пози-
[ । Кноппом районе (районе сосредоточения) и па марше, мотомеха-
низированными средствами и танками, артиллерией всех видов,
^Долговременными оборонительными сооружениями и другими це-
лями противника, расположенными в его тактической глубине.
Возросшая роль танков и других подвижных бронированных
целей заставила зарубежных военных специалистов много внима-
ния уделить развитию противотанковых средств, в частности, про-
тивотанковых ракет (ПТУР), имеющих необходимую дальность
прицельного огня, требуемую точность боя и бронепробиваемость,
высокую маневренность и возможность ведения огня из
укрытий.
За последние годы во всех зарубежных армиях ПТУР получи-
ли широкое распространение благодаря тому, что имеют малый
вес, небольшие размеры, просты в боевом применении и легко мо-
гут быть замаскированы па поле боя до их применения.
ПТУР применяются для стрельбы по переднему краю против-
ника, его танкам, мотомеханизированным средствам и другим це-
лям. На вооружении армий капиталистических стран — участниц
агрессивных блоков состоят ПТУР. как принято в литературе го-
ворить, двух поколений.
ПТУР первого поколения позволяют вести управляемый полет,
начиная со 180—600 м от места пуска. Следовательно, если цель
находилась ближе этого расстояния, то поразить ее такой раке-
той невозможно.
ПТУР второго поколения являются более совершенными. Они
имеют автоматизированную систему управтения, которая облег-
чает действия оператора, позволяет ему следить через оптический
визир только за целью. Эти ПТУР имеют небольшую минималь-
ную дальность стрельбы и значительно большую скорость
полета.
Для стрельбы па полную глубину тактической полосы в зару-
бежных армиях применяются неуправляемые баллистические ра-
кеты. Подразделения, вооруженные этими ракетами, считаются
основной огневой ударной силой в составе современных тактиче-
ских соединений. По огневой мощи эти подразделения примерно
в сто раз превосходят артиллерийские подразделения при приме-
нении ядерных зарядов.
Тактическое ракетное оружие дает возможность
успешно сочетать:
— относительно большую дальность стрельбы с необходимой
точностью;
• — большую мощность действия заряда у цели с простотой и
легкостью конструкции;
— надежность действия ракет и малую уязвимость их с отно-
сительной простотой конструкций пусковых устройств и большой
Маневренностью.
9
Тактические ракеты могут применяться и для ведения борьбы
со средствами ядерпого нападения противника, уничтожения и по-
давления крупных объектов армейского и фронтового значения
(в частности, таких целей, как командные пункты), крупных со-
средоточении войск, армейских и фронтовых складов, аэродромов
тактической и транспортной авиации, стартовых площадок страте-
гических ракет, железнодорожных узлов, станций снабжения и
других целей.
На вооружении капиталистических стран ранее состояло до де-
сятка ракет указанного назначения.
В настоящее, время их число существенно сократилось за счет
разработки новых, более совершенных, имеющих лучшие боевые
характеристики.
Не заменяя полностью авиации, тактические баллистические и
крылатые ракеты могут привлекаться для выполнения всех основ-
ных задач, возложенных па авиационные подразделения.
Все это вместе взятое делает тактическое ракетное оружие
весьма перспективным.
Ракеты стратегического назначения, по заявле-
нию военных кругов США, являются главным средством ведения
возможной войны.
Ракеты стратегического назначения принято делить на ракеты
большой и средней дальности действия.
Ракеты большой дальности предполагается применять для мас-
сированных ударов по объектам, защищенным средствами ПРО и
ПВО и расположенным в глубине территории страны К таким
объектам относятся ракетные, авиационные и морские базы,
крупные промышленные и административно-политические
центры.
Ракеты средней дальности предполагается применять для на-
несения ядерных ударов по узлам коммуникаций, складам ядер-
пых боеприпасов, сосредоточениям войск, крупным аэродромам и
районам подготовки воздушно десантных операций.
В настоящее время все зарубежные стратегические ракеты де-
лят на ракеты первого и второго поколения.
Ракеты первого поколения (баллистические ракеты «Тор»,
«Атлас», «Титап-1» и крылатая ракета «Снарк») имеют много кон-
структивных недостатков и обладают низкой боевой готовностью.
Вследствие этого указанные выше ракеты в настоящее время сня-
ты с серийного производства.
Ракеты второго поколения (баллистические ракеты «Титан-2»,
«Минитмен-2», «Минитмен-3» и «Поларис») имеют более высокую
боевую готовность и живучесть, которые достигаются:
— применением твердого топлива («Минитмен» и «Поларис»)
или использованием долгохранимого жидкого топлива («Титан-2»);
автоматизацией операций по контролю технического состоя-
ния систем при предстартовой подготовке и пуске ракет;
10
— использованием непрерывно работающих бортовых систем
управления во все время боевою дежурства;
— запуском ракет из подземных пусковых шахт
Дальнейшее совершенствование зарубежных стратегических
ракет ведется с целью повышения их неуязвимости. В частности,
изучаются и разрабатываются проекты космических баллистиче-
ских ракет, которые могли бы находиться в полете па очень боль-
ших высотах в течение нескольких дней, прежде чем будут исполь-
зованы для поражения целей.
Современные средства нападения с воздуха вызвали необходи-
мость создания новых средств борьбы с ними. Такими средствами,
по мнению зарубежных специалистов, являются зенитные управ-
ляемые ракеты (ЗУР) и антиракеты, входящие в системы ПВО
и ПРО, а также ракеты классов «воздух — воздух» и «воздух —
земля», запускаемые с различных видов самолетов.
Зенитные управляемые ракеты обладают большими
скоростями, дальностями и высотами полета, могут управляться
в полете и, наконец, имеют мощные головные части и могут дей-
ствовать в любых метеорологических условиях при полной авто-
матизации всей системы противовоздушной обороны.
На ЗУР возлагаются следующие основные задачи:
— оборона наиболее важных объектов, промышленных горо-
дов и районов от стратегических ракет, стратегической авиации и
крылатых ракет противника;
— борьба с самолетами противника, летящими на малых и
больших высотах;
— оборона кораблей, портов и морских баз от самолетов про-
тивника, действующих на малых и средних высотах;
— оборона сухопутных войск и механизированных соединений
на поле боя от пизколетящих воздушных средств.
Особое место среди средств нападения с воздуха, как считают
за рубежом, занимают стратегические ракеты среднего и дальнего
действия. Борьба с ними возлагается па силы и средства проти-
воракетной обороны.
Считается, что задачи системы ПРО состоят в том, чтобы свое-
временно обнаруживать и уничтожать все атакующие ракеты с
ядерными боевыми зарядами на сравнительно большом удалении
от обороняемых объектов. С этой целью система ПРО оснащается
радиолокационными станциями дальнего обнаружения и разведы-
вательными спутниками для непрерывного наблюдения за воздуш-
ным п космическим пространством, а также за поверхностью
земли.
В системе ПРО, содержащей антиракеты различного назначе-
ния, используются ядерпые заряды с тротиловым эквивалентом до
20 тыс. т.
Первой системой ПРО является система «Найк-Зевс». Однако
Эта система не обеспечила падежного обнаружения ракет против-
ника среди других летящих вместе с ними ложных целей.
Второй системой ПРО является система «Пайк-Х», предусма-
тривающая широкую оборону территории США от атакующих
стратегических ракет.
Ограниченный вариант этой системы получил наименование
«Сентинел».
На систему ПРО «Сентинел» возлагается задача отражения
атак одиночных и незначительных количеств головных частей.
В ее состав входят две антиракеты: «Спартан» и «Спринт».
Антиракета «Спартак» предназначается для перехвата голов-
ных частей за пределами атмосферы, на удалении 640—740 км.
Антиракета «Спринт» должна перехватывать головные части
после их входа в атмосферу, на расстоянии 30—50 км от цели.
Предполагается также включить в систему ПРО проходящую
испытания антиракету «Хайбекс» для перехвата боевых головок
и других целей, летящих на высоте 15—20 км.
В США предполагается ввести еще одну систему ПРО’ «Сейф-
гард» — для защиты баз стратегических ракет, баз подводных ло-
док и баз стратегических бомбардировщиков от ракетно-ядерного
удара.
Система обнаружения ПРО имеет своей задачей заблаго-
временное предупреждение о нападении с воздуха и своевремен-
ную выдачу данных на перехват и уничтожение воздушных
целей.
С этой целью система ПРО строится так, чтобы можно было
обнаруживать ракеты при старте и следить за их полетом по всей
траектории.
Обнаружение ракет в полете производится:
п о излучениям энергии летящей ракеты (инфракрасное и
световое излучение головной части, радиоактивное излучение ядер-
иого заряда, излучение работающего двигателя);
— по отражению энергии от летящей ракеты (электромагнит-
ное, световое, инфракрасное, звуковое);
— по возмущенной среде, которую пересекает летящая ракета
(возмущения в электромагнитном и гравитационном полях Земли
и в атмосфере).
Во всех случаях обнаружения ракет предпочтение отдается ра-
диолокационным средствам системы ПРО
За последние годы в ряде капиталистических стран ведутся
работы по изысканию новых способов борьбы с баллистическими
ракетами и их головными частями. В частности, ставятся задачи:
— подрывать ракеты в полете па большом удалении от охра-
няемого объекта с помощью электромагнитных излучений или
облака мелких частиц, например песка;
— отклонять траекторию летящей ракеты от заданной с по-
мощью узкого мощного луча радиоволн или потока частиц высо-
ких энергий;
— превращать с помощью этектромагнитных излучений заряд
ядерной головной части в вещество, которое не обладает взрывча-
12
тыми свойствами, или уничтожать его при помощи специального
устройства — так называемого «прожектора антиматерии».
В ряде капиталистических стран утвердилось мнение, что
основной ударной силой военно-морских сил должны стать атом-
ные подводные лодки, вооруженные ракетами и обладающие вы-
сокой скоростью хода, достаточно большой глубиной погружения
н неограниченной дальностью подводного плавания.
В связи с этим надводные корабли всех классов и авиация
вооружаются ракетами, предназначенными для борьбы с атом-
ными подводными лодками. Строятся противолодочные авианосцы,
вертолетоносцы, крейсеры и ракетные катера. Разрабатываются
противолодочные самолеты и вертолеты.
Перед всеми этими средствами ставятся задачи:
— уничтожения атомных подводных лодок противника;
— охраны побережья и всей территории от атомных ударов
подводных лодок противника;
— высадки морских десантов для оказания помощи сухопут-
ным войскам;
— нанесения ядерных ударов по объектам противника, распо-
ложенным на побережье и в i лубине территории (промышленным
и административным центрам, военно морским базам);
— обеспечения безопасности своих морских и океанских ком-
муникаций.
Кроме того, па большинстве надводных кораблей и атомных
подводных лодках для ведения противолодочной борьбы имеются
противолодочные торпеды
•
14. ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К РАКЕТАМ
РАЗЛИЧНОГО НАЗНАЧЕНИЯ
Для решения боевых задач с наибольшей эффективностью ра-
кетный комплекс в целом и отдельные системы его и агрегаты
должны быть надежны в работе, просты в конструктивном, техно-
логическом и эксплуатационном отношениях (что дает возмож-
ность развертывания поточного метода производства ракетного
комплекса); обеспечивать надежное длительное хранение ракет-
ного комплекса, и прежде всего ракет, с целью создания необхо-
димого запаса; гарантированная безотказность работы ракетного
комплекса при его транспортировке, подготовке к пуску и пуске.
Рассмотрим эти требования более подробно.
Высокая скорострельность. Как считают зарубежные
специалисты, это особенно необходимо ракетам тактического на-
значения, так как они предназначены для непосредственной под-
держки войск и выполняют свою боевую задачу в ограниченное
вРемя, а в ряде случаев могут быть использованы для ведения огня
по непредвиденным целям. В этих условиях появляется необходи-
мость в сокращении времени на подготовку к пуску и особенно к
13
повторному пуску ракет с тех же пусковых средств и тех же по-
зиции.
Боевая готовность ракет стратегического назначения также
должна обеспечиваться в максимально короткое время. Например,
боевая готовность ракеты «Минитмен-2», но некоторым данным,
доведена до 30 сек.
Для ЗУ Р, антиракет и ракет ПЛО время приведения в боевую
готовность, как утверждают иностранные специалисты, не должно
превышать 1—3 мин, а ракет ПЛО — значительно меньше.
Высокая точность стрельбы требуется потому, утвер-
ждают за рубежом, что большинство целей, по которым должны
вести огонь ракеты тактического назначения, малоразмерные. Точ-
ность стрельбы приобретает особенно большое значение тогда,
когда стрельба должна вестись одиночными пусками ракет.
Считают, что скорость полета ракет должна быть доста-
точно большой, чтобы их не могли перехватить авиационные либо
зенитные ракеты или антиракеты.
Большая скорость полета (по зарубежным источникам 4—
7 км!сек при общем полетном времени нс более 15—30 мин) стра-
тегических ракет обеспечивает внезапность нападения и уменьшает
вероятность их уничтожения в воздухе антиракетами.
Исключительно важное значение скорость полета имеет для
ракет ПВО, ПРО и ПЛО, и это понятно, так как назначение ука-
занных ракет — поражение быстролетящих целей.
Система управления должна обеспечивать наведение ра-
кет па цель. Иными словами, как это следует из иностранных
источников, ракету необходимо «навести» на цель по заранее вы-
численным и заданным координатам и давать возможность в по-
лете вносить поправки в заданные установки, так как до пуска
трудно учесть влияние всех факторов.
Маневренность. По мнению иностранных специалистов,
это требование к тактическим ракетам вытекает из высоких тем-
пов наступления в современных операциях. Опа достигается при-
менением самоходных пусковых установок повышенной проходи-
мости, обеспечивающих независимое перемещение с одних огневых
позиций на другие. Кроме того, к ракетам тактического назначе-
ния предъявляется требование транспортабельности не только
средствами наземного транспорта, по и воздушного.
Стратегические ракеты, как правило, запускаются со стацио-
нарных, так называемых «жестких», заранее построенных ракет-
ных баз. Однако в последнее время в зарубежной литературе
имеются сообщения о «кочующих пусковых установках», представ-
ляющих собой железнодорожные составы, курсирующие по же-
лезным дорогам. Для ракет средней дальности создаются подвиж-
ные пусковые установки.
Особенно высокой подвижностью, считают за рубежом, должны
обладать ЗУР. Это требование, естественно, не распространяется
на зенитные ракеты, находящиеся на стационарных базах и пред-
14
назначенные для защиты промышленных центров п отдельных
районов.
Подвижность ракет ПЛО зависит от скорости хода надводных
кораблей и подводных лодок, па которых ракеты установлены.
Считается, что дальность стрельбы тактических ракет
,аходпться D пределах от нескольких десятков километров
до 1UOU км, т. е. дальность стрельбы определяется теми задачами,
которые должны решать эти ракеты на поте боя, а для стратеги-
ческих ракет дальность практически должна быть неограниченной.
Что касается дальности почета зенитных ракет и антиракет то
иностранные специалисты утверждают, что опа находится в пря-
мой зависимости от требований, предъявляемых системами ПВО
и ПРО, и определяется необходимостью поражения приближаю-
щихся целен на гарантированных расстояниях от обороняемого
объекта.
От головных частей ракет требуется большая разр шитель
нам сила. Поэтому головные части имеют либо обычное либо
ядерное снаряжение.
Глава 2
ОСНОВАНИЯ УСТРОЙСТВА РАКЕТ
2'1. КЛАССИФИКАЦИЯ РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ
На вооружении ряда современных зарубежных армий находит-
ся большое количество боевых ракет различного назначения, кото-
рые принято делить по следующим признакам: боевому примене-
нию, месту пуска и нахождения целей, конструктивному устройству
(числу и способу соединения ступеней), типу двигателей н типу
системы управления. Рассмотрим подробнее принципы, положен-
ные в основу классификации ракетного оружия, принятые за рубе-
жом. В зависимости от боевого применения различают ракеты так-
тические (ТР), стратегические (СР), ракеты систем ПВО, ПРО и
ПЛО и, наконец, ракеты специального назначения (метеорологи-
ческие, исследовательские и др.).
Деление ракет по месту пуска и месту нахождения целей дано
в табл. 2.1 с указанием наиболее важных целей, по которым ве-
дется стрельба.
По этому признаку все ракеты разбивают на четыре класса
«земля - — земля», «земля — воздух», «воздух — воздух» и «воз-
ДУХ — земля». В зависимости от боевого применения каждый класс
ракет подразделяется еще па несколько подклассов.
Ракеты класса «земля — земля» приняты на вооружение боль-
шинством армий капиталистических стран. Этот класс ракет имеет
несколько подклассов, каждый из которых решает своп вполне
определенные задачи. Наведение ракет на цель осуществляется с
помощью наземных средств, а также с помощью различных радио-
систем и автономных систем самонаведения, находящихся на бор-
ту ракеты.
Ракеты класса «земля — воздух» состоят на вооружении в
основном в системах ПВО и ПРО и разрабатываются двух ти-
пов—малой и большой дальности действия, а также малой и
большой досягаемости по высоте. Конструкция ракет этого класса
во многом зависит от дальности полета. Требования, предъявляе-
16
Таблица 2.1
Класс ракет и его обозначение Подкласс ракет и его обозначение Боевое применение
«Земля —земля» (Surface — to — Sur- face) SSM (Surface — to — Sur- face missile) «Земля — земля» SSM «Земля — корабль» SSM Стрельба с земли по назем- ным и надводнцы целям
«Корабль — ко- рабль» SSM «Корабль — земля» SSM Стрельба с кораблей по надводным и береговым целям
«Корабль — подвод- ная лодка» SUM Стрельба с кораблей по под- водным лодкам, находящимся в подводном положении
«Подводная лод- ка— корабль» USM «Подводная лод- ка— земля» USM Стрельба с подводных лодок по надводным и наземным целям
«Земля — воздух» (Surface — to — air) SAM (Surface — to — air missile) «Земля — возду х> SAM Стрельба с земли по воз- душным целям
«Корабль -воздух» SAM Стрельба с кораблей по воз- душным целям
«Подводная лод- ка — возду х» UAM Стрельба с подводных лодок (в подводном положении) по воздушным целям
«Воздух — воздух» (Air — to — Air) AAM (Air — to — Air mis- sile) Стрельба с самолетов по самолетам, управляемым раке- там и другим воздушным целям
«Воздух — земля» Air — to — surface) ASM (Air — to — surface missile) 2-622 «Воздух — земля» ASM ' «Воздух— корабль» ASM Стрельба с самолетов по наземным и надводным целям
«Воздух — подвод- ная лодка» AUM Стрельба с самолетов по подводным лодкам, находя- щимся в подводном положе- нии 17
мне к маневренности ракет данного класса, обычно значительно
выше, чем к ракетам других классов, в частности класса «воз-
дух—воздух», а это в свою очередь отражается на конструкции
всей ракеты. Наведение ракет осуществляется с помощью телена-
ведения, самонаведения и комбинированным способом.
Ракеты класса «воздух — воздух» запускаются с самолета-
носителя по впереди летящей цели. Ими вооружаются истреби-
тели, штурмовики, бомбардировщики, а также вертолеты. Кон-
струкция ракет данного класса обусловлена их расположенном на
самолете-носителе. Особое внимание при размещении ракет иа са-
молете обращается на то, чтобы ракета при запуске нс имела тен-
денции к развороту па своп самолет-носитель, а также не могла
отклоняться от заданной траектории полета под воздействием бо-
ковых аэродинамических сил. Ракеты этого класса имеют сравни-
тельно малую дальность полета. Траектория их полета состоит из
активного участка и участка полета по инерции. Наведение ракет
па цель производится самолетом-носителем, некоторые типы ра-
кет — самопаводящиеся.
Ракеты класса «воздух — земля» используются для поражения
наземных и надводных целей, движущихся с малыми скоростями
по сравнению с воздушными целями. Расположение ракет па само-
лете-носителе остается обычно таким же, как и ракет класса «воз-
дух —- воздух». Конструкция ракеты и мощность ее двигателя опре-
деляются дальностью полета.
Конструкция и форма ракет зависят от их назначения. Балли-
стические ракеты, а также крылатые ракеты проектируются с уче-
том всех факторов полета в условиях атмосферы, исходя из кото-
рых и определяется рациональная их конструкция.
Ракеты могут проектироваться как одноступенчатыми, так и
многоступенчатыми (составными). При этом под ступенью ракеты
принято понимать часть составной ракеты, обеспечивающую ее по-
лет на определенном этапе активного участка и состоящую из топ-
ливного отсека с топливом, ракетной двигательной установки,
систем подачи топлива, органов управления, аппаратуры управле-
ния, элементов конструкции и системы разделения ступеней. В мно-
гоступенчатых ракетах ступени отбрасываются в полете в опреде-
ленной последовательности.
Способ соединения ступеней определяет конструктивную схему
ракеты.
По типу двигателя различают ракеты с жидкостными ракетны-
ми двигателями (ЖРД), двигателями на твердом топливе
(РДТТ), комбинированными ракетными двигателями (КРД)>
ядерными ракетными двигателями (ЯРД).
Наиболее широкое распространение получили ракеты, имеющие
ЖРД и РДТТ.
В современных ракетах, имеющихся за рубежом, применяются
два типа систем управления (СУ) полетом: инерциальные (авто-
номные) в комбинированные. Аппаратура инерциальной системы
18
управления полностью размещена на борту ракеты, что и делает
се автономной, независимой от земли. Комбинированные СУ со-
стоят нз автономной системы н аппаратуры радиоуправления
(РУ). Управление полетом осуществляется по командам, переда-
ваемым с наземного пункта радиоуправления на приборы, уста-
новленные на борту ракеты.
Наконец, ракеты, рассмотренные по указанным выше призна-
кам, могут быть неуправляемые и управляемые.
Неуправляемые ракеты — это, как правило, ракеты тактическо-
го назначения и авиационные.
Управляемые ракеты благодаря наличию системы управления,
мощной боевой части (БЧ) и мощному двигателю дают возмож-
ность получить значительно большую дальность и более высокую
эффективность поражения целей в сравнении с неуправляемыми
ракетами. Поэтому управляемые в полете ракеты получили ши-
рокое распространение во всех родах войск ряда зарубежных
стран.
Приведенная классификация ракетного оружия соответствует
современному состоянию ракетного вооружения иностранных ар-
мий и, естественно, не учитывает перспектив развития ракетной
техники.
2.2 ПРИНЦИПИАЛЬНЫЕ СХЕМЫ РАКЕТ
Ракетой называется беспитотпый летательный аппарат, со-
вершающий движение за счет реактивной силы возникающей при
отбросе части собственной массы. Отбрасываемая масса истекает
с большой скоростью из сопла двигателя летательного аппарата,
создавая реактивную силу прямого действия. Для полета аппара-
та-ракеты не требуется обязательного наличия окружающей среды
(атмосферы).
Кривая, по которой происходит полет ракеты, называется тра-
екторией. Она состоит из двух участков: активного и пассивного.
На активном участке работает двигатель ракеты, создающий реак-
тивную силу. На пассивном участке ракета совершает полет по
инерции, т. е. как обычный артиллерийский снаряд. В целом кри-
вую полета ракеты называют баллистической траекторией, а саму
ракету называют баллистической ракетой.
Баллистические ракеты отличаются от других ракет, например
крылатых, отсутствием несущих поверхностей, предназначенных
Для создания аэродинамической подъемной силы при полете в ат-
мосфере.
Особенности конструкций ракет определяются их боевым на-
значением, средствами пуска, способами управления в полете,
принципами наведения на цель, а также дальностью стрельбы.
На рис. 2.1 даны две принципиальные схемы одноступенчатых
Ракет: одна — на твердом топливе (см. рис. 2.1, о), другая — на
Жидком (см. рис. 2 1,6).
2* 19
Рис. 2.1. Принципиальные схе-
мы одноступенчатых ракет:
а — на твердом топливе; б — на
жидком топливе; 1 — носовой ко
нус; 2 — боевой заряд; 3 — систе-
ма управления. 4 — камера сгора-
ния; 5—сопло; 6 стабилизатор;
7 — газовые рули; 8— бак окисли-
теля; 9 — бак горючего; 10 — тур-
бина; 11— твердое топливо
Ракеты, представленные па рис. 2.1, имеют по одному двига-
телю и соответствующие агрегаты. Такие ракеты называют одно-
ступенчаты м и.
Многоступенчатые ракеты состоят из самостоятельных
ракет-ступеней (рис. 2.2). В состав каждой ступени входят отсеки,
которые имеются в одноступенчатой ракете. Последняя ступень,
кроме двигателя, содержит боевую часть и систему управления.
Работающие последовательно дви-
гатели каждой ступени (начиная с
первой) сообщают ракете свою, опре-
деленную скорость: двигатель первой
ступени — начальную, затем вся сту-
пень отключается и отбрасывается, а
двигатель второй ступени обеспечивает
облегченной ракете дополнительную
скорость, посте чего и вторая ступень
отключается и отбрасывается; наконец,
двигатель третьей ступени (последней
ступени, если ракета трехступенчатая)
сообщает ракете конечную скорость, а
последняя ступень отделяется от бое-
вой части. В итоге полная скорость
трехступенчатой ракеты образуется из
суммы трех скоростей.
Различают три типа многоступенча-
тых (составных) ракет: с последова-
тельным (см. рис 2.2, а), пакетным,
или параллельным (см. рис. 2.2,6)
и комбинированным соединением сту-
пеней.
В ракетах с последовательным со-
единением ступеней двигатели отдель-
ных ступеней расположены один за
другим и работают последовательно.
Эти ракеты компактны, их стартовая
масса меньше, чем ракет других схем,
у них меньше лобовое сопротивление, проще стартовое оборудова-
ние, они легко разбираются на ступени и собираются, что упро-
щает подготовку их к старту и транспортировку.
К недостаткам последовательной схемы ракеты относят: необ-
ходимость самостоятельного проектирования и отработки каждой
ступени, что увеличивает сроки отработки ракеты; сложность под-
готовки их к пуску из-за значительной длины ракет; чувствитель-
ность конструкции ракеты к поперечным перегрузкам из-за малой
жесткости па изгиб.
В ракетах с пакетным расположением ступеней ракетные дви-
гатели последующей ступени могут работать одновременно с дви-
гателями предыдущей ступени.
20
массу из-за достаточно сложной и гро-
а б
Пакетная схема ракеты позволяет получить небольшую длину,
достаточно высокую надежность работы двигателей в случае за-
пуска всех двигателей на старте, для этой схемы ракеты упро-
щается проблема транспортировки, поскольку отдельные блоки
могут быть транспортабельны К недостаткам пакетной схемы
можно отнести довольно большие поперечные размеры ракеты,
усложняющие и удорожающие конструкцию стартового устрой-
ства, большую стартовую
моздкоп конструкции уз-
лов крепления двигате-
лей, ступеней, увеличен-
ное аэродинамическое ло-
бовое сопротивление.
Ракеты комбинирован-
ной схемы сочетают по-
следовательное и пакет-
ное соединение ступе-
ней.
Иногда в технической
литерату ре многоступен-
чатые ракеты рассматри-
ваются как состоящие
из нескольких субра-
кет (см. рис. 2.2).’При
этом субракетой назы-
вают соединение боевой
части (головной части) и
ступеней составной раке-
ты, из которых одна все-
гда является работающей,
а остальные ступени со-
вершают полет вместе с
боевой частью, образуя
как бы «полезную нагрузку» для данной субракеты. Нумерация
ступеней и субракет производится по порядку вступления их в ра-
боту, а вся ракета (со всеми ступенями и боевой частью) является
первой субракетой.
Рис. 2.2. Принципиальные схемы многоступеи-
чатых ракет:
° ~~ с последовательным расположением ступеней;
б —с пакетным расположением ступеней:
/ — топливные баки, 2 — головная часть: 3 — ра-
кетный двигатель; 4— система управления, 5 — узлы
связи
2.3 О ПОРЯДКЕ ПРОЕКТИРОВАНИЯ РАКЕТ
При разработке ракет того или иного назначения решаются
весьма сложные вопросы:
выбор типа ракетного двигателя и топлива для него; выбор
топлива по существу определяет тип ракеты (жидкостная или
твердотопливная);
— выбор иаивыгодпейшей аэродинамической схемы ракеты,
Ри которой она обладала бы требуемой скоростью полета и до-
таточной продольной устойчивостью:
21
— выбор систем наведения и управления;
создание конструкции корпуса ракеты достаточной прочно-
сти при наименьшем ею весе и малом поглощении тепла, возни-
кающею от омывания ракеты воздушными потоками;
— выбор конструктивно-компоновочной схемы ракеты.
В ито! е рассмотрения и решения указанных выше вопросов вы-
бираются проектные параметры ракеты, под которыми понимаются
исходные величины, позволяющие определить весовые, тяювые и
геометрические характеристики ракеты.
Для ракет, имеющих ЖРД, проектными параметрами
являются;
— число ступеней ракеты п;
— соотношение начальных масс субракет, определяемое коэф
фициентом
где mp/+j — начальная масса (i+1)-и субракеты;.
mQi— начальная масса г-й субракеты.
i = 1,2 ... п.
При баллистическом расчете вместо г, на практике берут вели
чины, характеризующие распределение топлива по ступеням ра-
кеты. Так, для работающей ступени субракеты принимается коэф-
фициент заполнения топливом субракеты, иногда называемый от-
носительным весом топлива субракеты:
Ki т
rnQL
(2.2)
где си; — рабочий запас топлива i-й работающей ступени субра-
кеты.
В зарубежных ракетах с ЖРД соотношение между р.к, ступе-
ней берется в пределах:
в двухступенчатых рК2= (1,1l,3)pK-i;
— в трехступенчатых ркз= (1,1 1,15) рн2= (1,2-е-1,25) рк|.
Для смежных субракет принимается коэффициент соотношения
относительных весов топлива, который рассматривается как про-
ектный параметр ракеты:
Нк+1 ’
(2.3)
где 1= 1,2 ... (и—1)
— начальные тяювооруженности субракет:
) _ g^’oi .
'Ol POl ’
) _ go^oi
r'ni n . j
* nJ
(2.4)
где
22
^• — начальная тяговооруженность i-й субракеты на земле;
ХП;- начальная тяговооруженпость i-й субракеты в пустоте;
go = 9,81 м/сек2 — ускорение силы тяжести на поверхности
земли;
/о, — тяга двигателя i-й работающей ступени субракеты на
земле;
тяга двигателя i-й работающей ступени в пустоте.
Начальную массу i-й субракеты с ЖРД в общем виде предста-
вим как сумму составных частей ракеты:
^- = /га0,+1 + тс/ + а>зь (2.5)
где /Wo,-—начальная масса i-й субракеты;
otoz-h начальная масса (i+l)-ii субракеты (для последней
ступени-— полезная нагрузка);
та~ масса «сухой» конструкции i-й ступени;
wsi — масса заправки топлива i-й ступени;
— давления в камерах сгорания pKi и на срезах со-
пел /?<„;
— начальная поперечная нагрузка на мидель ракеты
(2.6)
где гм1 — 4 —площадь миделева сечения корпуса ракеты;
iZM1 —диаметр корпуса первой ступени;
Що, — начальная масса ракеты.
Иногда вместо начальной поперечной нагрузки на мидель ра-
кеты РЫ1 в проектные параметры включают относительное удлине-
ние ракеты, связанное с параметром Pv соотношением
где ZP = A.
Zp — полная длина ракеты;
Рср —средняя плотность для ракеты, заправленной топливом.
н.,РЗНОСНТель“ое УДЛИ1|ение большинства современных зарубеж-
ракет с ЖРД имеет следующие значения:
— для одноступенчатых ракет 7Р= 10 ч-14;
~ для двухступенчатых (одного диаметра на обеих ступенях)
‘р — 8 ч-11. J '
Дальг1пЯггьЛ^ЧаЯ’ КОГДа заДаны масса полезной нагрузки /цП1,
(наппиу Ь поле,та ракеты известны топливо и число ступеней
и лер, три), то распределение масс ио ступеням субракет при
23
известных значениях pJti и ).ш может быть найдено из выра-
жений:
(2.8)
где Л°, Л^, Л'з — отношения масс хвостового и приборного
отсеков ступеней ракеты к начальной массе
ракеты;
Ъъ Ь 3— отношения масс двигательной установки к
начальной массе ракеты;
^2» — коэффициенты, учитывающие массы топлив-
ного отсека и неиспользованного запаса топ-
лива в ступени.
Таким образом, для ракет с ЖРД в число проектных парамет-
ров ВХОДЯТ: П, V., Хпг, pKl, pai, Р„}.
Проектирование ракет с ЖРД проводят примерно в такой по-
следовательности:
1. Выбирают конструктивную схему ракеты, исходя из ее бое-
вого назначения.
2. Определяют характеристики топлива и устанавливают соот-
ношение расхода окислителя и горючего.
3. Находят величины проектных параметров и определяют про-
грамму движения ракеты на активном участке траектории.
4. Определяют ущельные тяги двигателей ступеней (расчетом
пли ио таблицам).
5. Производят проектировочный и проверочный баллистические
расчеты с уточнением коэффициентов ркг, обеспечивающих полу-
чение Лгаах.
6. Выполняют весовой расчет ракеты (определяют стартовою
массу ракеты и массу субракет).
7. Находят основные размеры и тяговые характеристики сту-
пеней ракеты.
Для ракет, имеющих РДТТ, принимают практически такую же
систему проектных параметров, за исключением коэффициентов
тяговооруженности Xi и относительного удлинения ракеты 7р. Вме-
CTOjiHx вводятся относительные длины зарядов в ступенях раке-
ты /3,- и скорости горения применяемых в этих ступенях ракеты
ТОПЛИВ Ui.
24
В итоге проектными параметрами для ракет с РДТТ считают
п, X, pKi, Pai, 1зь (ырт) i, I ДБ От — ПЛОТНОСТЬ ТВерДЫХ ТОПЛИВ.
Начальную массу i-й субракеты с РДТТ в общем виде можно
представить как сумму составных частей ракеты
~ т01+1 + тяв1 Д /пх о t + ш3„ (2.9)
где та— начальная масса /-й с^бракеты;
,raoi+i — начальная масса (t’+ l) й субракеты (для последней
ступени — полезная нагрузка);
/дДВ(- масса конструкции двигатетя /-й ступени;
тх. о. i—масса хвостового отсека i-й ступени;
<о3/ — масса заряда топлива двигателя 1-\\ ступени.
При известных значениях рК1- массы отдельных ехбракет трех-
ступенчатой ракеты с РДТТ находятся по зависимостям:
(2Ю)
"г°‘ = (1-АД-(" + *,) Ни, ’ ,
В зарубежных трехступенчатых ракетах с РДТТ соотношение
между ступеней берется в пределах: цк-= (1,0 : 1,05)
= (1,0-И,1)р1(1.
При этом имеется в виду, что у всех ступеней ракеты одинако-
вое топливо.
Проектирование ракет с РДТТ проводят примерно в такой по-
следовательности
1. Выбирают конструктивную схему ракеты и топливо для нее.
2. Устанавливают программу движения ракеты на активном
участке траектории; выбирают величины проектных параметров
3. Находят удельные тяги двигателей.
4. Вычисляют весовые коэффициенты ракеты.
5. Проводят проектировочный и затем поверочный баллисти-
ческие расчеты.
6. Находят весовые, тяговые и геометрические характеристики
ракеты.
24 СКОРОСТЬ ПОЛЕТА РАКЕТ
Траектория полета любой ракеты состоит из активного и пас-
сивного участков.
На активном участке траектории ракета движется с работаю-
им двигателем, а система управления обеспе швает заданные
раметры се движения. Затем двигатель выключают (при дости-
еиии ракетой необходимой скорости), боевая часть отделяется от
25
ракеты и движется как свободно брошенное тело под действием
притяжения Земли.
В общем виде датьпость полета ракеты выражается зависимо-
стью
•%, хк, ук). (2.11)
Из выражения (2.11) следует, что дальность полета ракеты
определяется координатами активного участка хк и у/к, углом
(угол между вектором скорости и горизонтом в данный момент)
и в основном скоростью ракеты в конце активного участка траек-
тории vK.
Рис. 2.3. Характер изменения скорости v и скорост-
ного напора q по времени
На активном участке траектории па ракету действуют сила
тяги, сила лобового сопротивления, сила тяжести и управляющие
силы. Все они оказывают влияние на величину и характер изме-
нения скорости по траектории (рис. 2.3).
Сила тяги двигателя, к примеру, увеличивается с высотой по-
лета и принимает наибольшее значение в безвоздушном простран-
стве. Сила лобового сопротивления, наоборот, с увеличением вы-
соты уменьшается. Сила тяжести ракеты при ее движении на ак-
тивном участке уменьшается, так как при работе двигателя топ-
ливо выгорает, и масса ракеты уменьшается.
На активном участке до выключения двш ателя (точка К па
траектории) скорость ракеты увеличивается Увеличивается и ско-
ростной напор (увеличивается q). затем быстро убывает, так как
уменьшается плотность воздуха. Если конец активного участка
(точка К) лежит за пределами атмосферы, то скоростной напор в
этой точке будет равен нулю
На пассивном участке траектории (до ее вершины — точка В)
скорость полета боевой части убывает вследствие действия силы
притяжения Земли. В силу этой же причины иа нисходящей ветке
траектории скорость полета боевой части ракеты начинает не-
сколько увеличиваться, а затем резко падать вследствие возраста-
ния сопротивления воздуха (из-за увеличения его плотности). На
26
этом же участке (при входе боевой части в атмосферу) начинают
достигать максимального значения аэродинамические нагрузки,
превышающие нагрузки начального участка в несколько десятков
раз.
1 Скорость полета одноступенчатой ракеты
Выражение для наибольшей (идеальной) скорости полета од-
ноступенчатой ракеты на активном участке траектории было дано
К. Э Циолковским в следующем виде:
-^уд. П ]
(2.12)
где Руд.п —удельная тяга ракетного двигателя (см. гл. III);
Ик,’—коэффициент наполнения ракеты топливом.
Выражение (2.12) дает возможность определить наибольшую
(идеальную) скорость одноступенчатой ракеты под действием
только одной силы тяги, которая во все время работы двигателя
принимается постоянной.
В действительности сила тяги изменяется с высотой полета,
так как па ракету действуют силы тяжести и сопротивления воз-
духа. В ракетах с ЖРД часть топлива во время работы двигателя
расходуется па предварительном режиме, а часть остается в баках
как гарантийный запас. Поэтому действительная наибольшая ско-
рость полета одноступенчатой ракеты в конце активного участка
траектории будет меньше на величину Дс’пот, чем скорость, полу-
ченная из выражения (2.12), т. е. скорость будет равна
*'k = Л д. ng In . - ^'пот, (2.13)
1 Нк/
где Ат’П0Т— суммарные потери скорости, вызванные земным при-
тяжением, сопротивлением воздуха.
Несмотря на то что выражение (2.12) дает приближенное зна-
чение скорости, оно позволяет судить и о путях ее увеличения, а
следовательно, и увеличения дальности полета ракеты, т. е. позво-
ляет судить о том, за счет каких факторов может быть увеличена
Дальность полета ракеты. Из формулы (2.12) видно, что наиболь-
шая скорость полета ракеты определяется величиной удельной
тяги и коэффициентом наполнения ракеты топливом. Изменение
Удельной тяги больше сказывается на величине скорости ракеты,
чем изменение коэффициента наполнения ракеты топливом.
Следовательно, для увеличения дальности полета ракет необ-
ходимо увеличивать удельную тягу ракетного двигателя. Поэтому
ри разработке ракет прежде всего стремятся увеличить удельную
Я1 У ракетного двигателя путем выбора соответствующего топлива.
Увеличение наибольшей скорости и дальности полета ракеты
27
можно также достичь путем увеличения коэффициента наполнения
ракеты топливом. Но при увеличении количества топлива в ракете
несколько увеличиваются ее размеры и вес, поэтому зарубежные
специалисты считают, что увеличение размеров ракеты не есть
лучший способ повышения дальности ее полета, так как при боль-
ших размерах ракет ухудшаются условия их эксплуатации, транс-
портировки и передвижения в боевых порядках.
2 . Скорость полета многоступенчатой ракеты
Скорость полета многоступенчатой ракеты, как было сказано
выше, складывается из скоростей отдельных ступеней.
Приближенное значение скорости полета в конце активного
участка траектории определяется по формуле
^’к Mi Pyn-ni J*1 ] _„ . ^'пот> (2.14)
где Руд. П(- — удельная тяга /й ступени;
йк; — коэффициент наполнения двигателя I и ступени
топливом;
Д^пот — суммарные потери скорости на активном участке
траектории;
и — число ступеней ракеты.
В зарубежных источниках приводятся следующие величины
суммарных потерь скорости:
— для двухступенчатых ракет с ЖРД и трехступенчатых ракет
с РДТТ при дальности полета от б до 14 тыс. км
Дг-Пэт = (0,22 4-0,18) т>к;
- — для одноступенчатых ракет с ЖРД и двухступенчатых ракет
с РДТТ при дальности полета от 2 до 6 тыс. км
•^пот = (О,25н-О,15)гк.
При равенстве сил удельной тяги двигателей всех ступеней ско-
рость полета ракеты в конце активного участка траектории выра-
жается зависимостью
£’к = Руд-|П (! - Ио) (1 -14 -.. (1 - К-J ~ Дт'"°т’ (2-15)
где Ру,.ср—среднее значение удельной тяги двигателей всех
ступеней ракеты.
Многоступенчатые ракеты применяются для резкого увеличе-
ния скорости, а следовательно, и дальности их полета.
28
Скорость ракеты к концу работы двигателя первой ступени со-
гласно формуле (2.13) будет равна
*’ki = Ру» 111 тЛ----Мот, (2.16)
1- Г"К1
где РУд1 — удельная тяга двигателя первой ступени;
рк1—коэффициент наполнения двигателя первой ступени
топливом.
Затем в работу включается двигатель второй ступени, который
сообщает оставшимся ступеням ракеты дополнительную скорость,
величина которой равна
‘*?к2 — t'Kl + Р)д21п "i ~ ^Г'пот, (2.17)
где РуД2 — удельная тяга двигателя второй ступени;
рк2— коэффициент наполнения двигателя второй ступени
топливом.
По окончании работы двигателя второй ступени и ее отделения
в работу вступает двигатель третьей ступени (ракеты, принятые па
вооружение за рубежом, имеют не более трех ступеней). На по-
следней, третьей, ступени устанавливается головная часть с бое-
вым зарядом.
Двигатель третьей ступени выключается, когда ракета дости-
гает расчетной скорости, обеспечивая головной части полет на за-
данную дальность (полет до намеченной цели). Эта скорость ра-
кеты будет равна
г'кя ~ ^к2 “Ь Рулз 1п , _ А^’пот- (2.18)
1 гкз
Таким образом, полпая скорость трехступепчатой ракеты бу-
дет иметь вид
vK = vK3 = Руд1 In + Руд2 In +
“Ь-^удз 1П ]_Ас*пот- (2.19)
Приближенное значение полной дальности полета ракеты, вы-
численное по скорости в конце активного участка траектории,
можно получить по формуле
V2
£ = (1,04 -т— 1,07) 222,4 arc tg-Д. . (2 20)
15,8 V 62,5 — г2
В существующих многоступенчатых ракетах зарубежных стран
скорости головных частей, несущих боевые заряды, в момент от-
деления от последней ступени двигателя составляет несколько
километров в секунду, а дальности полета до цели могут дости-
гать 16 тыс. км и более.
Глава 3
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВКАХ
РАКЕТ
3.!. ОСНОВНЫЕ КОНСТРУКТИВНЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ КЛАССИФИКАЦИЯ
Двигательная установка (ДУ) ракеты предназначена для соз-
дания тяги по реактивному принципу. В двигательную установку
включаются камера двигателя, топливные емкости, система над-
дува, система подачи топлива и системы управления и регулиро-
вания.
Камера двигателя — агрегат, в котором осуществляется
сжигание топлива и преобразование тепловой энергии образую-
щихся газов в кинетическую энергию струи для получения силы
тяги.
Топливные емкости (баки) предназначены для разме-
щения в них компонентов топлива, обеспечивающих работу двига-
теля. В двигателях па твердом топливе роль таких емкостей вы-
полняет камера сгорания.
Система наддува — совокупность устройств, обеспечи-
вающих поддержание требуемого давления в топливных баках при
работе двигательной установки.
Система подачи топлива—совокупность устройств,
обеспечивающих подачу топлива из баков в камеру двигателя с
требуемым секундным расходом под необходимым давлением.
Системы управления и регулирования. Основные
из них обеспечивают запуск и остановку двигательной установки,
поддерживают заданный режим работы камеры двигателя п дви-
гательной установки.
В ракетах на жидком топливе в двигательную установку вклю-
чают также и силовую раму, которая необходима для передаче
силы тяги на корпус ракеты, а также служит для правильной уста-
новки двигателя относительно корпуса ракеты. Двигательную
установку без топливных емкостен и силовой рамы принято назы-
вать ракетным двигателем.
30
Наиболее существенным признаком, по которому можно разде-
лить ракетные двигатели, является применяемое топливо, так как
физические и химические свойства топлива — носителя энергии —
в значительной степени определяют общее устройство двигатель-
ной установки.
По этому признаку ракетные двигатели делят на две группы:
химические и ядерные ракетные двигатели.
Ракетные двигатели, использующие химическую энергию, в за-
висимости от агрегатного состояния топлива делят на жидкост-
ные ракетные двигатели (ЖРД), ракетные двигатели твер-
дого топлива (РДТТ) и гибридные ракетные двигатели
(ГРД).
В качестве топлива для ЖРД чаще всего применяются топлива
раздельной подачи, состоящие из двух компонентов: горючего и
окислителя. Могут употребляться также и унитарные топлива,
представляющие собой химические соединения пли смеси, которые
при определенных условиях способны разлагаться с выделением
тепла.
Двигатели, работающие на топливах раздельной подачи, раз-
личают также по типу применяемого окислителя; например, азот-
нокислотные, кислородные и др. По способу подачи топлива в ка-
меру двигатели могут быть с насосной п вытеснительной система-
ми подачи.
Кроме того, двигатели классифицируют по назначению, по усло-
виям эксплуатации и другим признакам.
РДТТ по способу размещения топливного заряда разделяют на
однозарядные и двигатели с разделенными зарядами. По способу
крепления заряда твердого топлива в камере двигателя различают
двигатели с вкладным (свободным) и двигатели со скрепленными
зарядами.
ГРД работают на топливах смешанного агрегатного состояния.
При этом различают двигатели на жидком окислителе и двигатели
на твердом окислителе.
В ЯРД используется энергия распада или синтеза ядер ядср-
ного топлива, которая затем преобразуется в кинетическую энер-
гию отбрасываемых частиц. Эти двигатели разделяют на двигатели
с теплообменным реактором (реакторные) и термо-
ядерные.
3.2. ПАРАМЕТРЫ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Основными параметрами, характеризующими степень совер-
енства конструкции, экономичность и эксплуатационные качества
Ракетного двигателя любого типа, являются сил а тяги, уде л ь-
ая тяга, удельный расход топлива и удельная
Масса двигателя.
ра .ИЛа тяги Сила тяги, или тяга ракетного двигателя, есть
содействующая всех сил, приложенных к камере во время ее
31
работы, за исключением сил тяжести и реакций опор. Это озн»
чает, что тя]а определяется силами, действующими со cropoi
газообразною рабочего тела на внутреннюю поверхность камере
и силами воздействия окружающей среды на ее наружную поверх
ность (рис. 3.1).
Уравнение для определения силы тяги Р при допущении об од-
номерном течении газа по соплу камеры двигателя имеет вид
P-=Gwa + Fa(pa^pu), (3.1)
Рис. 3 1. Распределение сил давления па внутрен-
ней н наружной поверхностях двигателя
где б —секундный массовый расход топлива, кг!сек\
— скорость газов на срезе сопла (скорость истечения),
м!сек\
Fа — площадь выходного сечения сопла, м2;
Рл —давление газов на срезе сопла, Щм2-,
Рн— ^в‘р€ние 0КРУжающей среды (атмосферное давление),
При указанных размерностях правой части сила тяги выра-
жается в ньютонах.
Первый член правой части выражения (3.1), а именно бк.'а,
называется динамической составляющей, а второй член Fa(pa—
—Ри) —статической составляющей силы тяги.
Как следует из уравнения (3.1), сила тяги зависит от высоты,
на которой работает двигатель. При этом с увеличением высоты и
уменьшением атмосферного давления ри сила тяги растет. Если
Рн = 0 (двигатель работает в пустоте), то тяга определится
Pn = Gwa + F3pa. (3.2)
Если рл — рп, т. е. в сопле осуществляется полное (расчетное
для сопла) расширение газов от давления р0 в камере до давления
ри окружающей среды, то статическая составляющая FR(pz — ри) =
= 0, тяга
P=G&a. (3.3)
32
Уравнение для силы тян! (3.1) получено в предположении, что
(Направление потока газов, истекающих из сопла, параллельно оси
ftjoa. В действительности же, если в выходном сечении направле-
ние стенки сопла не параллельно оси, то и скорость потока, на-
правленная вдоль стенки, отклоняется от направления действия
силы тяги (рис. 3.2). Тяга двигателя определяется только состав-
ляющей скорости, параллельной оси. При учете указанного об-
стоятельства выражение для силы тяги примет вид
^ = <?рас[^а + /7а(/2а—/ZH)], (3.4)
где — коэффициент потерь тяги на рассеивание потока ввиду
непараллельное™ истечения.
Этот коэффициент определяется по формуле
1 + COS а
Трас ' ' 2 ’
(3,5)
где а — половина угла конусности сопла.
Для применяемых профилированных пли конических сопел угол
на выходе 2а находится в пределах 10—30°, а потери тяги на рас-
сеивание составляют 0,3 1,5%.
Иногда в практике для определения силы тяги используют фор-
мулу
(3 6)
где С — коэффициент реактивной силы, зависящий от показателя
адиабаты продуктов истечения и степени расширения
газа.
Если ДУ состоит из нескольких камер, то ее тяга равна сум-
марной тяге всех камер.
В двигательных установках с насосной подачей топлива отра-
ботанный газ после турбины может выбрасываться через специаль-
ное сопло и создавать некоторую дополнительную тягу ДР. С уче-
том этого тяга ДУ составит
п
/ЛУ=2><+Л₽, <ЗТ)
1=1
гДе п —число камер двигателя.
33
Тяга измеряется в тоннах и килограммах или ныотопах и мега-
ньютонах.
Удельная тяга. Удельной тягой Руд называется отношение
тяги двигателя к секундному расходу топлива, сжигаемого в ка-
мере.
Р = —
^УД Q >
или
pyi=w3 + -Ga (а—а..)-
(3.8)
Если двигатель работает на расчетном режиме, т. е. при ра =
= £11, то
Й'
(3.9)
Если ра ¥= Ри, то величину удельной тяги можно определить по
формуле (3.9), подставив в нее вместо действительной скорости
истечения некоторую условную скорость а’аф, так называемую
эффективную скорость истечения газов из сопла, определяемую по
формуле
®эф = ета + -^-(Д -£„) (З.Ю)
Следует различать удельную тягу камеры (камер) двигателя и
удельную тягу двигательной установки. Чтобы установить удель
ную тягу двигательной установки, надо тягу отнести к суммарному
расходу топлива, включая и дополнительный расход топлива, на-
пример, на газогенерацию рабочего тела турбины 6ГГ:
р —____________£____
уд. ду G + Grr •
(З.И)
Если обозначить через qn — относительный расход топлива
на газогенераторы, то формула (3.11) примет вид
р =_________И______— /3 12)
S-д. ДУ G(1 +</„)- 1 +<7ГГ •
Значение q[T определяют расчетом или выбирают по статистиче-
ским данным. Расход топлива на привод турбины составляет 1,5—
5,0% от расхода топлива на камеры сгорания, т. е. qrr = 0,015-4-0,05.
Меньшие значения относятся к двигателям большой тяги.
В ракетных двигателях твердого топлива пользуются не удель-
ной тягой, а единичным импульсом, под которым понимается пол-
34
пый импульс, отнесенный к одному килограмму массы твердого
топлива
\Pdt
о
(3.13)
т
где т —полное время работы двигателя;
т — масса заряда твердого топлива.
Величина удельной тяги зависит от рода топлива и от пара-
метров процесса в двигателе. В современных двигателях на
жидком топливе удельная тяга составляет 2300—4200 —
( 230—420 ht сск ) , в двигателях твердого топлива 2000—2500
#^2 /200-250 кГсек. .
кг у кг )
Удельный расход топлива —это количество топлива,
расходуемое ракетным двигателем за секунду па каждый кило-
грамм тяги. Определяет экономичность работы двигателя, являет-
ся величиной, обратной удельной тяге.
Удельная масса двигателя. Под удельной массой
двигателя понимается отношение массы двигателя Л4ДВ к созда-
ваемой им тяге на земле
Очевидно, чем меньше удельная масса двигателя удв, тем более
компактен, экономичен и удобен данный двигатель Для современ-
ных ЖРД удельная масса составляет 0,001—0,004 (0,01
0,04 . Меньшие значения получаются у двигателей с большей
тягой н большие — у ЖРД с малой тягой.
Для качественной оценки РДТТ часто пользуются не удельной
массой двигателя, а коэффициентом качества кон-
струкции, под которым понимается отношение массы кон-
струкции двигателя (суммарная масса корпуса, днищ, сопел, теп-
лоизоляции, деталей крепления и т д.) к массе топлива, разме-
щаемого на борту ракеты:
Л1дЕ
адв — т
(3 15)
С увеличением размеров двигателя значение адв уменьшается.
Для современных двигателей одноступенчатых ракет адв =
=0,15-5-0,08 [48].
35
3.3. ДВИГАТЕЛЬНЫЕ УСТАНОВКИ НА ЖИДКОМ ТОПЛИВЕ
В зависимости от способа подачи компонентов топлива из ба-
ков в камеру различают две возможные схемы двигательных уста-
новок: с насосной системой подачи и с вытесни-
те л ь н о й.
ДУ с насосной системой подачи. По способу исполь-
зования газа, отоаботавшего в турбине, ЖРД делятся на двига-
тели открытых схем, или двигатели без дожигания рабочего тела
турбины, и двигатели замкнутых схем, или двигатели с дожита
кием рабочего тела. В двигательных установках, работающих по
открытой схеме, рабочее те то после тгрбины выбрасывается в ат
мосферу. При замкнутой схеме отработанное в турбине рабочее
тело поступает в камеру двигателя, где и дожигается, создавая
дополнительную тягу.
Каждая нз названных схем в свою очередь может иметь ряд
разновидностей, которые отличаются или способом генерации ра-
бочего тела турбины, или способом наддува топливных баков.
На рис. 3.3,о изображена принципиальная схема ДУ с насос
ной системой подачи компонентов.
Насосы приводятся во вращение турбиной, рабочим телом ко-
торой (ДУ взята для примера) являются продукты разложения.
\янтарного топлива. Подобные ДУ часто называют двигателям!
с парогазогенератором (ПГГ) В качестве топлива газогеиерато
ров могут применяться перекись водорода, пзопропилпитрат,
несимметричный диметилгидразин и др. ПГГ весьма надежны в
работе. При использовании в них перекиси водорода упрощается
проблема запуска всей двигательной установки. Существенным
недостатком ДУ с ПГГ является необходимость иметь па борте
ракеты третий компонент для питания ПГГ. что приводит к по
требности в дополнительной емкости и отдельной системе агрега-
тов и магистралей для заправки емкости и подачи рабочего тела
в газогенератор. Это усложняет ДУ и вызывает неудобства при
эксплуатации
Вследствие этих недостатков парогазогеиераторы вытесняютс i
жидкостными газогенераторами, работающими па тех же коми -
центах топлива, что и основной двигатель. Компоненты топлива в
газогенератор подаются темп же насосами, что и компоненты в к
меру двигателя. При такой схеме питания турбины возникает
необходимость в специальном устройстве для начальной раскру г-
ки турбины при запуске ДУ. Наиболее простым и надежным спо-
собом является раскрутка турбины с помощью порохового акку-
мулятора давления (ПАД).
Схема ДУ, в которой газогенератор работает на основных ком-
понентах топлива, приведена па рис. 3 3, б. Для снижения темпе-
ратуры рабочего тела турбины, а условия работы турбины тре-
буют, чтобы температура газов перед ней была пе выше 1000—
1200° К [8], компоненты топлива подаются в газогенератор при зна-
36
чителыюм отклонении соотношения компонентов топлива от сте-
хиометрического. Метод lenepamin газа при неоптимальном соот-
ношении компонентов приводит к неполному использованию хими-
ческой энергии топлива, что, несомненно, отражается на экономич-
ности двтателя.
а
Рис. 3.3. Схемы двигательных установок с насосной системой подачи:
с — с газогенератором на унитарном топливе; б — с газогенератором на Основных
компонентах,- / — баллон сжатого газа; г —пусковые клапаны; 5 — редукторы дав-
ления; 4— бачок с унитарным топливом; 5 — газогенераторы- 6 — турбина, 7—на-
сосы; в —пусковые клапаны топливных магистралей; 9 — отсечные клапаны; 10 —
обратные клапаны; // — топливные баки. 12 — регулятор давления в камере дви-
гателя. 13 — регулятор соотношения компонентов топлива И — выхлопная труба
Рабочее тело для турбины можно получить и другими спосо-
бами, например, путем испарения одного из компонентов в тракте
охлаждения камеры двигателя.
ДУ открытой схемы. Двигательные установки, приведен-
ное на рис. 3.3, могут служить примером ДУ открытой схемы. Их
Недостаток — непроизводительно расходуется энергия рабочего
Тела после турбины. Удельная тяга такой ДУ всегда меньше
^Дельной тяги камеры двигателя вследствие менее эффективного
37
Увеличение же относи тельного р
соответствии с формулой (3.12)
Рис. 3.4. Изменение удельной тяги
ДУ’ открытой схемы с ростом дав-
ления р камере
использования компонентов, расходуемых на генерацию рабочего
тела турбины.
В этих ДУ трудно обеспечить повышение удельной тяги за счет
увеличения давления в камере двигателя, так как увеличение дав-
ления в камере двигателя потребует соответствующего увеличения
мощности топливных насосов, а это в конечном счете приведет к
увеличению относительного расхода топлива на привод турбины,
асхода топлива в свою очередь в
приведет к снижению удельной
тяги ДУ, несмотря па повышение
удельной тяги камеры двигателя
вследствие увеличения в ней дав-
ления.
Начиная с некоторого давле-
ния до опт потери удельной тяги
ДУ за счет расхода топлива на
газогенерацию будут выше, чем
прирост се за счет повышения
давления в камере двигателя
(рис. 3.4). Предельное значение,
до которою рационально увели-
чивать давление в камере двига-
теля открытой схемы, составляет
10— 15 МН 1м2 (100-150 )
[11]. Поэтому для повышения эко-
номичности использования топ-
замкнутые схемы двигательных
лива целесообразно применять
установок.
ДУ замкнутой схемы. В зависимости от состояния, в ко-
тором компоненты подаются в камеру двигателя, различают два
типа замкнутых схем ДУ: «газ + жидкость» и «газ + газ». На
рис. 3.5 приведена схема установки типа «газ + жидкость». По
этой схеме один из компонентов, горючее или окислитель, полно-
стью поступает в i азогенератор, где сгорает с частью второго ком-
понента. Образовавшийся газ с большим избытком горючих или
окислительных элементов поступает на лопатки турбины и затем
по газопроводу идет в камеру двигателя. Остаток второго компо-
нента подается в камеру в жидком виде.
По схеме «газ + газ» оба компонента поступают в два газоге-
нератора: один работает с большим избытком горючего, другой -
окислителя. Из газогенераторов продукты сгорания идут на при-
вод турбин и задем поступают в камеру двигателя, где дожита: г
ся при заданном соотношении компонентов.
ДУ с замкнутой схемой позволяют создать значительные дав-
ления в камере двигателя (свыше 15 МН Im2), что даст возмож-
ность повысить удельную тягу двигательной установки. При этом,
38
чем выше секундный расход топлива, чем выше абсолютная тяга
двигателя, тем больший эффект даст применение замкнутых схем.
Недостатком ДУ с замкнутой схемой является их большая
слржность по сравнению с ДУ открытой схемы. Эта сложность
обусловлена, во-первых, необходимостью подачи из турбины в ка-
меру двигателя газов высокой температуры, во-вторых, высокими
давлениями подачи, которые при замкнутой схеме значительно
выше, чем при открытой.
Рис. 3.5. Схема замкнутой двигательной установки типа
«газ + жидкость»:
1— топливные баки; 2— насосы; 3 — регулирующие устрой-
ства; 4 — газогенератор: 5 — газопровод; 6 —турбина
Высокие давления в системе подачи приводят к увеличению ее
массы. Однако благодаря выигрышу в удельной тяге полная масса
заправленной двигательной установки уменьшается за счет сниже-
ния необходимого запаса топлива н соответствующего уменьшения
габаритов, а следовательно, и массы баков Этот выигрыш особен-
но ощутим при больших тягах, поэтому применение замкнутых
схем более целесообразно в двигательных установках больших тяг.
ДУ с вытеснительной системой подачи. Простей-
шей схемой является установка с газобаллонной подачей
(рис. 3.6,а). Достоинство приведенной схемы — простота конструк-
ции. Она применяется как в качестве основной системы подачи для
вытеснения компонентов из баков в камеру двигателя, так и для
вспомогательных целей, например наддува топливных баков, вы-
теснения компонентов в жидкостных аккумуляторах давления.
Недостаток схемы — большая масса топливных баков и боль-
шая масса газов, что не позволяет использовать ее в качестве
основной для ракет с большим объемом топливных баков.
Лучшей по массовым характеристикам является двигательная
Установка (рис. 3.6,6) с пороховым аккумулятором давления
(НАД), в которой топливо из баков в камеру вытесняется про-
дуктами ci орания порохового заряда.
39
Достоинства НАД — компактность, относительно малые габа-
риты и небольшая масса системы подачи.
Основной недостаток систем с ПАД — трудность обеспечения
постоянства давления в баках, а следовательно, и трудность под-
держания постоянным расхода компонентов топлива. Это объяс-
няется двумя причинами: во-первых, скорость горения существен-
но зависит от температуры заряда, во-вторых, возможно догорание
7 8 7 8
Рис. 3.6. Схемы двигательных установок с вытеснительной системой
подачи:
а — газобаллонная: б— с пороховым аккумулятором давления; в —с жид-
костным аккумулятором давления; 1 — баллон сжатого газа; 2—пусковой
клапан; 3 — редуктор; 4 — емкости компонентов ЖАД. 5 — разделительные
мембраны, G — газогенераторы; 7 — пусковые клапаны топливных магистра-
лей, 8—отсечные клапаны, 9—НАД
газов в баке окислителя и нс исключено образование взрывоопас-
ных газовых смесей (при переохлажденных пороховых газах).
Помимо этого, двигательные установки с ПАД трудно регули-
ровать и трудно выключать.
Лучшими характеристиками из вытеснительных систем обла-
дает система подачи с использованием продуктов сгорания жидких
компонентов — система подачи с ЖАД (рис. 3.6,в).
Достоинство систем подачи с ЖАД — возможность обеспечения
стабильного давления в баках, а следовательно, и более стабиль-
ной работы двигателя. Это объясняется тем, что режим ЖАД мало
зависит от температуры окружающей среды.
Двигательные установки с ЖАД значительно проще регулш
40
руются и выключаются. Основной недостаток системы — ее слож-
ность по сравнению с газобаллонной системой подачи и системен
подачи с ПАД, кроме того, она менее удобна в эксплуатации.
' Общими недостатками всех ДУ с вытеснительными системами
подачи являются большая масса топливных баков и низкий уро-
вень давления в камере двигателя (1,5—3,0 МН/м2). Однако по
своему действию и конструкции двигательные установки с вытес
нительными системами подачи проще насосных В Hi с вытесни-
тельной системой подачи компонентов проще запуск и остановка
двигателя, в них нет сложных агрегатов, подобных ТНА, отсут-
ствуют вращающиеся элементы.
3.4 ДВИГАТЕЛЬНЫЕ УСТАНОВКИ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ
По способу размещения заряда различают: однозарядные
и двигательные установки с разделенными зарядами.
Однозарядные ДУ В этих установках топливо размещает-
ся в камере двигателя в виде одной или нескольких шашек. В дви-
гателях больших тяг применяются в основном одношашечные за-
ряды. В зависимости от положения топливного заряда в камере
двигателя различают двигатели с вкладным (свободным) зарядом
и двигатели со скрепленным топливным зарядом.
На рис. 3.7, а показана схема ДУ с вкладным топливным за-
рядом. Между топливным зарядом и внутренней поверхностью
корпуса имеется кольцевой зазор. Величина зазора зависит от
толщины бронировки заряда и теплозащитного покрытия камеры,
производственных допусков на изготовление заряда и корпуса ка-
меры и термического расширения заряда и корпуса. С помощью
диафрагм, упоров и держателей заряд тщательно закрепляется в
камере двигателя. Для предотвращения прогара стенки камеры
покрываются теплоизоляционным материалом. В критическом се-
чении сопла устанавливается вкладыш, который изготовляется из
тугоплавких материалов, например из карбида вольфрама. Он
уменьшает эрозионное воздействие продуктов сгорания на крити-
ческое сечение сопла.
Воспламенение топливного заряда при пуске двигательной
установки производится с помощью воспламенителя. Горение за-
ряда идет только по внутренней поверхности канала, так как на-
ружная поверхность и зорцы заряда покрыты бронирующим по-
крытием.
Если по торцам не поставлены уплотнения, то в течение всего
времени работы двигателя стенки корпуса будут омываться горя-
чими газами, чю потребует усиления теплозащитного покрытия.
При наличии нескольких или хотя бы одного уплотнения защита
стенок корпуса упрощается, так как в этом случае исключается
течение газа по зазору.
Основные недостатки подобной конструкции ДУ—трудность
спряжения камеры зарядами больших размеров н массы, а также
41
непосредственное воздействие горячих продуктов сгорания па стен-
ки камеры.
На рис. 3.7,6 изображена схема ДУ с топливным зарядом,
скрепленным с оболочкой камеры двигателя. Здесь топливная
масса заливается непосредственно в камеру, внутренняя поверх-
ность которой перед заливкой обрабатывается таким образом, что-
бы обеспечить хорошее сцепление ее с зарядом. Горение заряда
происходит но внутренней поверхности капала. При этом стенкг.
камеры разгружаются от воздействия высоких температур и дав-
ления.
Рис. 3.7. Схемы двигательных установок на твер-
дом топливе
а — с вкладным зарядом; б — со скрепленным зарядом;
1 — корпус; 2 — топливный заряд; 3 воспламенитель:
4 — тугоплавкий вкладыш; 5 — сопло; 6 — бронирующее
покрытие
Недостатком ДУ со скрепленным зарядом является возникно-
вение при изменении температуры значительных напряжении в
заряде вследствие разных коэффициентов линейного расширения
топлива и материала стенок камеры. Напряжения могут вызывать
появление трещин, а контроль за состоянием заряда осуществить
весьма трудно. Рассмотренная схема ДУ со скрепленным зарядом
не является единственной, возможны и другие схемы.
ДУ с разделенными зарядами. В настоящее время
за рубежом ведутся работы по разработке двигателей, в которых
топливный заряд состоит из двух частей, размещенных в камере
друг за другом. Эти двигатели получили название двигателей с
разделенными зарядами. Схема такого двигателя показана на
42
piic 3.8. Заряды, как передний, так и задний, имени совмещенные
по продольной оси центральные каналы, со стороны которых про-
исходит горение. Передний заряд имеет избыток горючею компо-
нента, а задний — окислителя. Заряды разделены дросселем, пред-
ставляющим собой кольцевую вставку типа диафрагмы, диаметр
проходного отверстия которой может меняться. Такая конструкция
двигателя может быть применена тогда, когда компоненты топли-
ва по тем пли иным причинам нельзя совместить в одном заряде.
Работа двигателя проста. При срабатывании воспламенителя
начинается горение переднего заряда. Продукты сгорания посту-
пают через очко дросселя к заднему заряду и воспламеняют его.
Рис. 3.8. Схема двигательной установки с разделен-
нымн зарядами:
1 — заряд с избытком окислителя: 2 — заряд с избытком го*
рючего; 3 — воспламенитель; 4 — дроссель
Если уменьшить диаметр проходного очка дросселя, то давление
в передней камере возрастет, что увеличит скорость горения, а
вместе с тем и количество продуктов сгорания, содержащих избы-
ток горючего. Эт > в свою очередь обеспечит ускорение реакции го-
рения в задней камере, имеющей избыток окислителя, в резуль-
тате чего тяга двигателя возрастет.
Дросселированием можно изменять общую величину тяги. Та-
кой принцип обеспечивает регулирование тяги в пределах от 20
до 65% полной тяги. Двигатель выключается резким открытием
Дросселя, вследствие чего в передней камере образуется волна
разряжения, которая и приводит к гашению заряда.
Как отмечают зарубежные авторы, несмотря па сравнительную
простоту устройства двигательных установок на твердом топливе,
они требуют строгого соблюдения мер по уходу и обслуживанию
в процессе эксплуатации. В частности, при хранении особо важно
поддерживать определенную температуру, которая устанавливает-
ся в зависимости от физических свойств топливного заряда стой-
кости его по отношению к низким и высоким температурам.
Поддержание температуры заряда в установленном диапазоне
Достигается путем термостатирования ДУ или всей ракеты в спе-
циальном теплоизоляционном чехле (контейнере) с обогреватель-
ными устройствами, расположенными па его внутренней поверх-
ности.
43
3.5- ДВИГАТЕЛЬНЫЕ УСТАНОВКИ Н,\ ГИБРИДНОМ ТОПЛИВЕ
Ракетный двигатель, работающий па сочетании твердых и жид
ких компонентов топлива, называют гибридным. Впервые гиб
ридпый ракетный двигатель, работавший па топливе отвержден-
ный бензин + жидкий кислород, был разработан в нашей стране.
17 августа 1933 г. с этим двигателем состоялся успешный пуск ра-
кеты «ГИРД-09», достигшей высоты около 400 м.
Возможны следующие комбинации двигателей: жидкий окисл! -
тель + твердое горючее, жидкое горючее + твердый окислитель.
Рис. 3.9. Схема двигательной установки на гибридном топливе?
I — воспламенитель с самовоспламеняющимся компонентом; 2 — бак
жидкого окислителя; 3 —баллон со сжатым воздухом; 4— заряд твер-
дого горючего
На рис. 3.9 приведена схема ДУ па гибридном топливе с при-
нудительным воспламенением. Запуск двигателя осуществляется
путем впрыска пускового компонента /, который, попадая в канал
заряда твердого горючего 4, самовоспламеняется. В дальнейшем
туда подается окислитель, вытесняемый из бака сжатым газом.
В качестве примера самовоспламеняющегося гибридного топ-
лива можно указать па топливную пару, твердое горючее на основе
каучука с присадкой алюминия и окислитель трехфторпстын хлор.
Изменением расхода жидкого окислителя можно регулировать
тягу в широком диапазоне. Возможен также режим работы с ря-
дом остановок и пусков прекращением или возобновлением пода ш
жидкого компонента.
В настоящее время ГРД находится в стадии разработки. По
мнению зарубежных специалистов, для ГРД вполне достижимы
значения удельной тяги 3500—3700 - кг ^350—370 [Ч-
Достоинствами ГРД по сравнению с ЖРД считают простоту и
компактность, а также удобство эксплуатации. Поскольку в каче-
стве окислителей предполагается применение жидкостей, пригод-
ных для длительного хранения, обеспечивается полная готовность
к пуску в течение длительного времени.
По сравнению с РДТТ гибридные двигатели выгодно отли-
чаются возможностью простого регулирования режима их работы-
В них практически исключается чувствительность к начальной
температуре топлива. Возможность охлаждать камеру и сопло
44
обеспечивает более длительную работу при любых температурах
продуктов ci орания.
В зарубежной печати отмечается, что основными проблемами,
трудность решения которых задерживает развитие ГРД, являются.
— невысокая полнота горения, в результате чего действитель-
ные значения удельной тяги могут быть существенно ниже рас-
четных;
г — неравномерность выгорания твердого компонента топлива
по длине камеры, приводящая к отклонениям характеристик дви-
гателя от требуемых.
II все же, несмотря па эти недостатки и трудности создания,
ГРД могут оказаться выгодными для относительно небольших ле-
тательных аппаратов, отличающихся простотой и надежностью и
находящихся в постоянной готовности к пуску.
В качестве горючих для ГРД могут найти применение различ-
ные полимеры, гидразин, литий, бериллий, гидраты алюминия
(бора, бериллия) и др., а в качестве окислителей — азотная кис-
лота, перхлорат аммония, фтор, четырехокись азота, трехфторв-
стый хлор и др.
3.6. ДВИГАТЕЛИ НА НЕХИМИЧЕСКОМ ТОПЛИВЕ
Работы по нехимическим ракетным двигателям, судя по сооб-
щениям иностранных источников, особенно интенсивно ведутся в
последние 10—15 лет. Предложено множество различных схем по-
добных двигателей, как реально осуществимых, так и принци-
пиально возможных, но реализация которых представляется делом
отдаленного будущего.
Интерес, проявляемый к разработке указанных двигателей,
вполне понятен: энергия ядерного горючего во много раз превос-
ходит энергию химического топлива. В то время как для ракет-
ных двигателей на химическом топливе удельная тяга 450—
кГ-сек
оии ——— является предельным, ядерные ракетные двигатели
(ЯРД) уже на первом этапе их применения будут иметь удельный
импульс 800 850 -'™к .
Ядсрпую энергию в ракетных двигателях можно использовать
Двумя способами: использовать высвобождаемую энергию для на-
грева рабочего тела, которое затем расширяется в сопле, так же
как в обычном случае, или преобразовать ее в электрическую, ко-
торую затем использовать для ионизации и разгона частиц рабо-
чего тела.
Рассмотрим подробнее ЯРД с нагревом рабочего тела, в кото-
рых используется энергия деления атомного ядра.
Основной частью такого двигателя является реактор. В зависи-
мости от того, в каком состоянии находится ядерное горючее в
активной зоне реактора, различают двигатели с твердофазным,
^Идкометаллическим и газофазным реакторами. Наиболее близок
45
к осуществлению ЯРД с твердофазным реактором. Разработка по-
добного двигателя осуществляется в США в соответствии с про
граммами «Ровер» и «Нерва». Программа «Ровер» направлена иа
исследование и разработку реакторов для ЯРД, целью программы
«Нерва» является создание летного
Рис. ЗЛО. Схема двигателя
с твердофазным реактором:
1 — бак: 2 — подводящая маги-
страль; ? —турбонасосный агре-
гат; 4 — внешний экран; 5 — кр) Ги-
ка корпуса двигателя; 6 — корпус
двигателя; 7—напорная маги-
страль; 8 — сопло. 9 — отбор го-
рячего газа турбины; 10 — линия
холодного водорода для снижения
температуры газа турбины: 11 —
активная зона реактора; 12 —эк
pan активной зоны; /3 —подводя-
щая магистраль газа турбины;
— регулятор мощности турби-
ны; 15 — отсечной клапан тур
бины
образца ядерпого ракетного двигателя.
ЛеТные испытания ЯРД «Нерва» с тя-
гой 34 т с ресурсом 1 ч предпола
гается провести не позднее 1977
ЯРД с твердофазным реак-
тором. Принципиальная схема тако-
го двигателя приведена на рис. 3.10.
Жидкое рабочее тело подается насо-
сом .3 из бака 1 в активную зону 11
реактора, где опо нагревается и рас-
ширяется в сопле. Перед поступле-
нием рабочего тела в активную зону
оно используется для охлаждения соп-
ла 8.
Активная зона реактора — это па-
кет тепловыделяющих элементов ка-
кой-либо формы (чаще всего стержь i
из тугоплавкого материала, снаряжен-
ные делящимся веществом). В актив-
ной зоне реактора на медленных ней-
тронах помещается замедлитель, сни-
жающий скорость нейтронов до вели-
чин, при которых они вызывают деле-
ние ядерпого горючего. Замедлителями
могут служить графит, окись берил-
лия, тяжелая вода, керамические ма-
териалы. Активная зона окружена от-
ражателем (из тех же материалов, что
и замедлитель), который возвращает
нейтроны, вылетающие из активной зо-
ны реактора.
Скорость реакции в реакторе регу-
лируется специальными системами.
Рабочие характеристики атомного
и обычного ракетного двигателе!*
определяются одними и теми же за-
конами. Удельная тяга, к примеру-
также пропорциональна начальной температуре газов и обрати^
пропорциональна их молекулярному весу. Следовательно, удель-
ную тягу можно повысить, используя вещества с малым молеку
лярным весом. Веществами, возможными для использования в ка-
честве рабочего тела, могут быть водород с молекулярным весо.\ -
аммиак, вода. Их применение обеспечивает повышение уделы*01
46
тяги в три-четыре раза по сравнению с современными ракетными
двигателями при тон же температуре газов.
Основной технической проблемой создания ЯРД с твердофаз-
ным реактором является достижение необходимой температуры
газов. В обычном двигателе она достигает 3000е С, при этом тем-
пературу стенок применением охлаждения удается удерживать на
уровне 1000е С. Однако, чтобы нагреть газ до 3000° С в ядериом
реакторе, стенки реактора должны иметь еще более высокую тем-
Рис. 3.11 ЯРД с газообразной активной зоной:
1 — реактор; 2 — трубопроводы; 3 — заборник; 4 — трубопровод: 5 — соп-
ло, 6 — струя делящегося вещества; 7 — замедлитель отражатель
пературу. К сожалению, реакторных конструкционных материалов,
способных выдерживать такие температуры, нет. Наиболее туго-
плавким соединением урана является его двуокись (/Пл=2800°С).
Тепловыделяющие элементы реактора па основе окиси урана или
уран-вольфрамовых соединении могут позволить поднять темпера-
туру в активной зоне до 2750—2800° С и обеспечить нагрев рабо-
чего тела до 2500° С. При такой температуре в ЯРД «Нерва» до-
стигается удельная тяга 825 Поэтому важной частью програм-
мы по разработке ЯРД считаются изыскания высокотемператур-
ных материалов и топливных элементов. Как считают зарубежные
специалисты, современный уровень этих работ, а также специфика
ракетных двигателей (ограниченная продолжительность их рабо-
ты) позволяют повысить максимально допустимую температуру
активной зоны и, как следствие, повысить величину удельной тяги.
ЯРД с газофазным реактором. В этом двигателе де-
лящееся вещество изолировано от стенок реактора рабочим телом
(чаще всего водородом), которому и передается тепло, возникаю-
щее при делении ядерпого горючего. Делящееся вещество в поло-
сти реактора находится в газообразном состоянии. В этом случае
рабочее тело, прокачиваемое через реактор, можно нагревать до
Ю000° С и выше, что позволяет достичь удельной тяги в 1500—
‘ На рис. З.П представлена одна из возможных схем
ЯРД с газообразной активной зоной.
Делящееся вещество (Ри239 или U235) подается в жидком виде в
Реактор 1, где оно на! ревается благодаря реакции деления до тем-
47
пературы, значительно превышающей температуру испарени;
ядерного горючего. Тепло к рабочему телу (водороду) передаете;
излучением. Для уменьшения смешивания потоков делящегося вс
щества и водорода в активной зоне реактора поддерживаются по-
стоянное давление и почти постоянные осевые скорости обоих га-
зов по длине реактора.
Активная зона окружена замедлителем-отражателем 7. Струя
делящегося вещества 6 улавливается заборником 3, установлен
ным по оси сопла 5. В заборнике 3 делящееся вещество охлаждает-
ся и конденсируется при смешении его с холодным рабочим телох
поступающим из бака через трубопровод 4, и через трубопроводь
2 направляется снова в активную зону. Нагретое рабочее тело че-
рез кольцевой зазор между заборником и стенками сопла 5 посту-
пает в сопло, создавая тягу.
В ЯРД может быть не один, а несколько тепловыделяющих
элементов, подобных описанному. Они могут быть расположены по
радиусу с выходом рабочего тела в общее сопло.
ЯРД с жидкой активной зоной. В двигателях подоб-
ного типа может быть достигнута удельная тяга 1500—1800 я
J * Кс
Водород вводится по касательной к цилиндрическому толстостен-
ному корпусу (рис. 3.12), и дальше но спирали газ движется в на-
правлении к осн ракетного двигателя и создает в камере вихревое
движение. Жидкое ядерпое горючее, впрыскиваемое в некоторой
точке, вовлекается в это движение. Под действием создаваемых
специально центробежных сил оно отбрасывается к стенкам и соз-
дает здесь слой, в котором происходят реакции деления. Проду-
ваемый через слой водород нагревается и, истекая через сопло,
создает тягу.
В ЯРД с газообразной и жидкой активными зонами очень труд-
но надежно удерживать делящееся вещество в камере, что яв-
ляется существенным недостатком этих схем.
Следует отметить, что в настоящее время отрабатывается толь-
ко ЯРД с твердой активной зоной. Оценка перспектив совершен-
ствования этих двигателей показывает, что предельное значение их
- / < кГ-сек X
удельной тяги (до 1200 ———1 ограничивается температурой
плавления наиболее тугоплавких материалов (4000 К). Реально
достижимая удельная тяга в таких системах с учетом вероятных
технологических усовершенствований 900 .Повышение удель-
ной тяги до 1300—1500 возможно в ЯРД с жидкой актив-
ной зоной и до 1500—2500 J™~~~в с пазообразной ак-
тивной зоной. Однако работы над ЯРД с газообразной и жидкой
активными зонами находятся пока в стадии теоретического ана-
лиза и эксперимента тыюго исследования гидродинамических пр
цессов и условий теплоотдачи рабочему телу.
Такое состояние работ зарубежные специалисты объясняют
тем, что в настоящее время нс решена проблема борьбы с поте-
рями ядерного горючего (0,01—0,1 кг урана на 1 кг веса рабочего
тела).
Определенный интерес представляют также термоядерные
двигатели, которые вследствие очень высокого выхода энергии
при реакциях синтеза легких ядер считаются наиболее эффектив-
ными из всех принципиально возможных в настоящее вре-мя дви-
гателей. Несмотря па то что управляемая реакция еще не осуще-
ствлена даже в лабораторных условиях, успехи, достигнутые за
Рис. 3.12- Камера ядерного двшатсля с жидкометаллическим
реактором
I— графитовое пористое сопло: 2 — графитовый торцовый блик: 3 — кор-
пус; 4— жидкое делящееся вещество: 5 — отверстия подачи рабочего
тела; 6— форсунки для впрыска ядерного топлива
последние юды в этой области, позволяют надеяться, что в буду-
щем ядерная энергия синтеза может быть использована в ракет-
ных двигателях. Теоретические расчеты показывают, что макси-
мальная удельная тяга термоядерного двигателя достигнет при-
мерно I05— 10е к СсК . Рабочее тело такого двигателя будет нагре-
ваться до состояния плазмы.
Основные трудности конструирования термоядерных реакторов
заключаются в необходимости создания чрезвычайно высоких тем-
ператур (10®—109°С), при которых может проходить термоядерная
Реакция, а также в удержании рабочего тела в состоянии плазмы
при этих температурах в течение времени, достаточного для проте-
кания реакций синтеза (10-5—10-3-------- .предотвращения за-
грязнения термоядерного «топлива», управления реакцией, отводе
огромного количества выделяющейся энергии.
•622
48
Глава 4
УСТРОЙСТВО РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
НА ЖИДКОМ ТОПЛИВЕ
4.1 КАМЕРЫ ДВИГАТЕЛЕЙ
1. Процессы, протекающие в камере двигателя
Камера двигателя — основной агрегат ДУ, в котором происхо-
дит превращение химической энергии топлива в кинетическую
энергию струи газов, в результате чего и возникает реактивная
сила.
Компоненты топлива, вводимые в камеру двигателя, обладают
значительной энергией. Эта энергия топлива превращается в теп-
ловую в процессе горения, представляющего собой реакцию взаи-
модействия горючего и окислителя, которая сопровождается в л-
делепием большого количества тепла, в результате чего темпера-
тура продуктов сгорания повышается до весьма больших значений.
Процессу горения предшествуют подготовительные процессы:
распыление компонентов, их испарение и перемешивание. Эти про-
цессы протекают не строго последовательно, а накладываются
один на другой и оказывают взаимное влияние друг на друга. Тем
не менее в камере можно выделить условно несколько характер-
ных зон (рис. 4.1).
В зоне I, непосредственно примыкающей к внутренней поверх
ности головки, происходит распад струек топлива на капли. Эту
зону называют зоной распыла. Другие процессы — испарение и
перемешивание — происходят в ней медленно.
В зоне II происходят интенсивное испарение и смешение к м-
понентов. Начинаются здесь и химические реакции, но скорость их
мала из-за сравнительно низкой температуры. Эта зона условно
названа зоной испарения и смешения.
В зоне III интенсивно протекают химические реакции. Эта зона
условно разбивается па две области. Область до сечения т—
характерна тем, что в ней температура газа еще относительно
низка, а поэтому мала и скорость химических реакций. Испарение
50
и сгорание перемешанного топ шва происходят не сразу, а посте-
пенно. Эгу область называют областью кинетического горения.
Рост температуры приводит к резкому возрастанию химических
реакций, причем, начиная с некоторою значения температуры, все
топливо, которое уже смешано, сгорает .мгновенно. Скорость горе-
ния за сечением т—т зависит от скорости диффузии. Поэтому и
область называют областью диффузионного горения. Процесс го-
рения происходит преимущественно в диффузионной области.
Зона III называется зоной смешения и сгорания.
Рис. 4.1. Схема протекания процессов в камере дви-
гателя: •
ЛЗ/.Mi относительное количество топлива, завершившего
процесс; /“распиливание; 2 — испарение; 3 — смешение
в горение; 4 — кинетическое героине, 5 — диффузионное
горение
Процессы протекающие в камерах двигателей, хара теризуют-
СЯ следующими особенностями:
камера двигателя имеет исключительно высокую теплона-
3000^4''00“ К (Ю9—° вТ^М^ И темпеРатУРУ горения топлива
— горение происходит при сравнительно высоких давлениях,
Достигающих значений 50—100 ата и более;
время пребывания топлива в камере весьма мало и состав-
ляет 0,002—0,005 сек.
2. Формы и размеры камер двигателей
В настоящее время нашли применение следующие основные
Формы камер двигателей: цилиндрические, шарообраз-
н Ы е и конические (рис. 4.2)
Цилиндрические камеры наиболее распространены. Они
УДобны и просты в изготовлении. В них легко осуществляется про-
3*
51
Рис. 4.2. Формы камер дви-
гателей:
а — цилиндрическая; б — шаро-
образная; в — коническая
цесс смесеобразования. Применение их в многокамерных двига-
тельных установках облегчает компоновку связки (пакета) двига-
тел ей.
Педостаюк цилиндрических камер — худшие прочностные своп
ства и большая поверхность охлаждения по сравнению с шарооб-
разными при одном и том же объеме.
Шарообразные камеры (пли грушевидные) имеют мень-
шую поверхность при заданном объеме, что снижает их массу
(вес) и облегчает организацию охлажде-
ния камер. Они более прочны, а поэтому
у них меньшая толщина стенок. Но ша-
рообразные камеры сложны в изготов-
лении.
Применяются для двигателей боль-
ших тяг, где определенный выигрыш в ве-
се наиболее заметен.
Конические камеры максимально
просты в изготовлении; недостаток их —
пониженная по сравнению с другими ка-
мерами удельная тяга.
Геометрические размеры камер двига-
телей устанавливаются из условия обес-
печения заданной тяги при возможно
больших значениях удельной тяги, т. е.
при возможно большем использовании
энергии, содержащейся в топливе.
Объем камеры горения (объем до
критического сечения) чаще всего опре-
деляется по времени пребывания в ней
топлива и газообразных продуктов сгорания тПр. Это время должно
быть достаточным для полного завершения всех процессов, проте-
кающих в камере.
Расчетное выражение для определения объема камеры может
быть представлено в виде
к= ~Ро '
где G — секундный расход газа:
R—газовая постоянная продуктов сгорания;
7'0 иPq—температура и давление газов в камере.
Значение <гпр зависит от вида топлива и качества смесеобразо-
вания.
Другим параметром, который используется при определении
объема камеры, является приведенная длина Lnp, представляющая
собой отношение объема камеры к площади критического сеченпя
сопла:
(4.1)
L =
ПР Ткр ’
(4.2)
52
откуда расчетная формула имеет вид
= ^-np^Kp- (4.3)
Значение Z,np зависит от вида применяемого топлива и для со-
временных камер составляет 1,5—4,0 м.
Приведенная длина £ир и время пребывания тп₽— пропорцио-
нальные друг другу параметры:
~пр ~ ^-пр> (4.4)
где k — постоянная для данного вида топлива величина, завися-
щая от теплотворной способности топлива и других параметров.
Иногда объем камеры определяют, исходя из значения литро-
вой тяги Р3, под которой понимается отношение тяги двигателя к
объему камеры:
= (4-5)
откуда
V« = -p~. (4.6)
Значение Рл зависит от давления в камере и для выполненных
зарубежных двигателей изменяется в пределах от 100 до
1000 кГ/л.
Из приведенных параметров наиболее целесообразно для опре-
деления Ук использовать тпр и /пр-
Для окончательного определения размеров камеры (имеется в
виду цилиндрическая камера) необходимо, кроме объема VK, опре-
делить еще диаметр камеры d0 или безразмерную площадь fK, под
которой понимается отношение площади сечения камеры к пло-
щади критического сечения сопла, т. е.
Fo _ do
f*P dKP '
Значение fK (или d0) не может быть установлено произвольно, так
как изменение fK ведет к изменению основных параметров двига-
теля.
Известно, что уменьшение d0 (уменьшение F0/FKp) данной ка-
меры при неизменных значениях Fvp, угла выходной части сопла
и перепада давлений газа между началом камеры и выходным
сечением сопла приводит к падению давления в той части камеры,
которая прилегает к соплу. А падение давления ведет в свою оче-
редь к снижению термического коэффициента полезного действия
Камеры и к уменьшению скорости истечения газов из сопла и про-
порциональной ей удельной тяги.
I На рис. 4.3 показано изменение относительной удельной тяги
Руд в зависимости от безразмерной площади при адиабатиче-
53
ском расширении газов в сопле. Под относительной удельной тя
гой Рул понимается отношение Рул/Руд^, причем РуЛк соответ-
ствует Fo — со.
Из приведенного графика следует, что при /к<2,5-тЗ,0 падение
давления в камере начинает заметно сказываться па величине
удельной тяги. Поэтому при определении размеров камеры прини-
мают 3,0. Однако увеличение безразмерной площади более
чем в шесть — восемь раз не приводит к существенному увеличе-
нию удельной тяги.
Рис 4.3. Зависимость относительной удельной
тяги от безразмерной площади fK
Ориентировочно диаметр камеры для азотнокислотных двига-
телей можно определить по зависимости
<4 = (2,53,0) г/кр, (4.8)
а для спиртово-кислородных
б?0= (2,3 ч-2,5) dKp. (4.9)
Дальнейшее увеличение do ведет к утяжелению камеры дви-
гателя.
3. Головки камер и форсунки для распыла топлива
Головка камеры двигателя служит для размещения устройств,
обеспечивающих ввод компонентов топлива в камеру и их смесе-
образование.
В ЖРД применяются плоские, сферические и шат-
ровые головки.
Плоские головки (рис. 4.4,а) наиболее распространены.
Преимущество их в простоте конструкции. Кроме того, они позво-
ляют достаточно хорошо обеспечить однородность концентраций
топлива по поперечному сечению камеры. Недостатки плоских го-
ловок — относительно малая прочность и жесткость.
Сферические головки (рис. 4.4,6) нашли применение
в двигателях больших тяг. Достоинство их — высокая жесткость
54
конструкции. Недостаток — бо тьшая
Вследствие недостаточной площади
сферические головки выполняют-
ся с предкамерами, что услож-
няет конструкцию.
Шатровые головки
(рис. 4.4, в) применяются в двига-
телях малых и средних тяг. Пре-
имущества их — большая, чем у
плоской головки, поверхность
для размещения форсунок и хо-
рошие прочностные свойства. Не-
достатки — сложность изготовле-
ния и неравномерное распределе-
ние топлива по поперечному се-
чению камеры.
Размещение форсунок на го-
ловке должно способствовать по-
лучению качественной топливной
смеси. Существует несколько спо-
собов размещения форсунок го-
рючего и окислителя на головке
камеры двигателя: шахмат-
ное, сотовое, концен-
тричное (рис. 4.5).
При шахматном располо-
жении форсунки горючего (на
рисунке обозначены крестиком)
и окислителя чередуются между
собой, при этом каждая форсун-
ка горючего окружена четырьмя
форсунками окислителя. Недо-
статок шахматного размещения
сложность констру кции.
для размещения форсунок
6
Рис. 4.4 Схемы головок камер дви-
гателей:
а — плоская; б — сферическая; в — ша-
тровая; 1 — наружное днище; 2 — сред-
нее днище; 3 ~ внутреннее днище; —
форсунки горючего; 5 — форсунки окисли-
теля, 6 — внутренняя оболочка; 7 — на-
ружная оболфчка; 8 — клапан; 9—пред-
камера
состоит в том, что количество
форсунок горючего примерно равно количеству форсунок окислите-
ля, а так как окислителя в топливе всегда в два — четыре раза
х у Х-»
О—5 <—0—4
х о-?е-<> х Ф
-е-х
i-0
ж о х о х <i>
а
Рис. 4.5. Схемы размещения форсунок:
а — шахматное; б — сотовое; о — концентричное
00
Рис 4.6. Истечение ком-
понента из струйной фор-
CVIIK I
больше, чем горючего, то мощная струя окислителя плохо смеши
настся со слабой струей горючего, что отрицательно сказываете
па качестве смессообразования.
При сотовом расположении разница в расходах форсу но,-
окислителя и горючего меньше, чем при шахматном, что и ooecni
чивает лучшее смесеобразование.
Концентричное размещение не дает существенных пре-
имуществ перед шахматным и сотовым в улучшении качеств
смесеобразования, но в некоторых кон-
струкциях этот способ расположения уп
решает подвод компонентов к форсунка
Возможно и комбинированное распо-
ложение форсунок на готовке.
Форсунки должны обеспечить тонкий
и однородный распыл компонентов при
достаточно малом перепаде давление
па них.
По принципу действия топливные фор
супки разделяются на два вида: стр у й-
н ы е, разновидностью которых являются
щелевые, и центробежные, кото-
рые в свою очередь могут быть танген-
циальными и шнековыми По числу рас-
пыливаемых компонентов топлива одной
форсункой их разделяют па одноком-
поиептные — для распыла одного ком-
понента и двухкомнонептпыс, предна-
значенные для одновременного распыла двух компонентов тог-
лива.
Струйные форсу н к и (рис. 4.6) представляют собой свер-
ления в теле форсуночной головки или специальных втулках.
У струйных форсунок малое гидравлическое сопротивление. Педо
статкп их — сравнительно грубый распыл топлива, малый угол
конуса распыла (2а~ 10ч-15°) и большая дальнобойность стру.
Расход жидкости через форсунку определяется по формуле
б7ф = ^'сГ2Дрр, (4.10J
где —коэффициент расхода, для струйных форсунок он равен
0,65—0,85;
Fc — площадь выходного сечения сопла, .w2;
Хр—перепад давления на форсунке (Н/м2), представляющих
собой разность давлений па входе в форсу нку и выходе
из нее;
о — плотность жидкости, кг/м3.
Щелевые форсунки представляют собой концентрические щ
в головке. Отдельные щели могут располагаться с пак юном к оси
камеры для обеспечения соударения струй компонентов. Щелев
форсунки чаще находят применение в двигателях малых тяг, i
56
возможна установка одной двухкомпонентной щелевой форсунки
в центре головки камеры. В этих форсунках легко регулировать
площадь щели для изменения подачи топлива.
Центробежные форсунки (рис. 4 7)—это форсунки, в
которых искусственно создается закрутка подаваемого через них
Рис 4 7 Схемы центробежных форсунок
а — тангенциальная: б шнековая; 1 - вход компонента; 2 — шнек
компонента. После выхода компонента из сопла под действием
центробежных сил образуется топкая конусообразная пленка, ко-
торая быстро распадается на капли.
Центробежные форсунки обеспечивают
хорошую тонкость и широкий угол рас-
пыла (2а~70-И20°) при небольшой дли-
не конуса. Однако эти форсунки сложнее
струйных и имеют большие гидравличе-
Рис. 4.8. Движение жидко-
сти в центробежной фор-
сунке:
/ — жидкость; 2 — газовый
вихрь
Рис. 4.9. Схемы двухкомпов еитных форсунок:
а— с внешним смешением компонентов, б — с внутрен-
ним смешением компонентов; / — вход окислителя;
2 — вход горючего
Ские потери. По способу получения закрутки центробежные фор-
сунки разделяются на тангенциальные и шнековые.
Принцип работы тангенциальной форсунки заключается в сле-
дующем. Жидкость поступает в полость форсунки через входное
отверстие, ось которого перпендикулярна к оси форсунки, но не
Пересекается с ней (рис 4.8). Благодаря такому входу жидкость
57
получает вращение. Скорость движения жидкости по мере ее при
ближения к оси форсунки будет возрастать, а давление падать до
тех пор, пока не станет равным давлению окружающей среды, в
которую происходит истечение. Поэтому центральная часть фор-
сунки не будет заполнена жидкостью—в ней будет находиться
газовый вихрь. Течение жидкости будет осуществляться через
кольцевое сечение с внутренним радиусом гт и внешним гс-
В центробежной шнековой форсунке закрутка потока создается
шнеком, имеющим на поверхности винтовые каналы.
Двухкомпонентныс форсунки (рис. 4.9) позволяют улучшить
смесеобразование, так как обеспечивают основное смешение ком-
понентов в жидкой фазе.
Недостаток их — конструктивная сложность. Двухкомпонептные
форсунки применяются в том случае, когда недостаточно места
для размещения однокомпонентных.
4. Сопло ракетного двигателя
Продукты сгорания, образовавшиеся в камере сгорания, посту-
пают в сопло, где происходит превращение тепловой энергии в ки-
нетическую энергию движения газов.
Скорость газового потока зависит от начального состояния и
физических свойств газа и определяется по формуле
/ г /г-1-.
»=| тМ'-Ш <411>
где То и pQ— начальные значения температуры и давления;
р—-текущее значение давления;
/? п R — показатель адиабаты и газовая постоянная.
Границей между малыми и большими скоростями является ско-
рость звука в газе. Скорость газового потока может быть больше
и меньше местной скорости звука. Но возможен случай, когда ско-
рость движения газа в каком-то сечении потока равна местной
скорости звука. Такое состояние потока называется критическим.
Сверхзвх ковые скорости течения газа можно получить при по-
мощи сверхзвукового сопла, представляющего собой канал, сече-
ние которого сначала уменьшается, а затем увеличивается
(рис. 4.10).
Было обнаружено, что если через сопло пропускать газ так,
чтобы в самом узком сечении была критическая скорость, то в
дальнейшем, за горловиной, скорость потока начнет возрастать.
Если поток, текущий с дозвуковой скоростью, в сужающемся ка
нале ускоряется, а в расширяющемся замедляется, то сверхзвуко-
вой поток, наоборот, в сужающемся канале замедляется, а в рас-
ширяющемся ускоряется.
В настоящее время наиболее распространенными типами сопет
(рис. 4.11) являются: к о н и ч ес к и е, профилированные и
58
сопла с центральным телом, которые в свою очередь разде-
ляются па кольцевые сопла, сопла с полным внешним расшире-
нием, сопла с частичным внутренним расширением и тарельчатые
сопла.
Конические сопла имеют закритпческую часть в виде
конуса с прямой образующей. Достоинство их — простота изготов-
ления. По экономичности работы они уступают профилированным
соплам и поэтому почти полностью вытеснены ими.
Профилированные сопла
имеют образующую закритической
части, выполненную по кривой, со-
впадающей с линией тока газа.
Что касается сопел с цен-
тральным телом, то возможно-
сти их применения в ЖРД пока
только исследуются. Эти сопла прин-
ципиально аналогичны соплам, при-
меняемым в воздушно-реактивных
двигателях.
Рис. 4.11. Типы сопел:
а — коническое; б — профили-
рованное; в —с центральным
телом (кольцевое сопло)
Рис. 4.10. Форма сверхзвукового
сопла
При любой форме сопла в нем неизбежны потери удельной
тяги, которые в общем случае складываются из потерь на рассеи-
вание потока, па трение, входных и др. Каждый из этих видов
потерь оценивается соответствующим коэффициентом
где &Рг — уменьшение тяги от данного вида потерь.
Суммарный коэффициент потерь для современных сопел со-
ставляет 0,95—0,96.
В целях уменьшения потерь на рассеивание потока выполняет-
ся профилирование сопел, которое состоит в построении такой
формы закритической части, которая обеспечивала бы разгон по-
тока до заданной скорости и истечение его пучком, параллельным
59
осп камеры. Различают газодинамическое (идеальное) и оптималь-
ное профилирование.
При идеальном профилировании контур сопла изменяется очень
плавно и его образующая является линией движения потока газов
внутри сопла. Идеально спрофилированное сопло дает увеличение
удельной тяги по сравнению с коническим на 3,5—4,5%, однако
при этом его длина возрастает в 1,5 раза. На практике нашли при-
менение оптимальные сопла, под которыми понимаются сопла,
обеспечивающие наибольшую тягу двигателя при определенных
условиях (длина, масса, Fa/Лф)-
Рис. 4.12. Схема оптимального сопла
При этом выходная часть сопла выполняется с углами раство-
ра 2а; и 2а2, а линия перехода между ними строится по параболе
(рис. 4.12). Значения углов принимаются в пределах 2ai =50-4-80“,
2я2— 10-4-20°. Радиусы скругления входной части сопла /?скр=
= 1,5/?кр. /'скр = 0,4о /?нр.
б. Охтаждение камер двигателей
Процессы в камере двигателя протекают при высоких темпера
турах н давлениях, а продукты сгорания движутся со значитель-
ными скоростями. Это увеличивает тепловые потоки от газа к стен-
ке камеры.
Интенсивность теплообмена характеризуется величиной удель-
ного теплового потока q, под которым понимается количество теп
ла, проходящего через 1 лг2 поверхности тела в единицу времени.
Тепло передается от газов к стенкам камеры двумя путями: кон
векцией и лучеиспусканием (тепловым излучением).
Конвективный теплообмен происходит при передаче тепла черс :
жидкости пли газы, а также от жидкости или газа стенке и наобо-
рот. Количество тепла, переданного конвекцией, будет тем больш .
чем больше частиц подходит к стейке в единицу времени и чем
больше содержится в них тепла. Количество частиц, подходящих
к стенке, тем больше, чем выше скорость их движения.
60
। Конвективный удельный тепловой поток, передаваемый от газа
стенке камеры, определяется по формуле
\ (?'« ~ 1 с.) ’ (4.13)
где а, — коэффициент теплоотдачи от газа стенке;
— температура торможения газа, соприкасающегося со
стенкой;
Тст—температура поверхности стенки, обращенной к газу.
в Коэффициент теплоотдачи определяет количество тепла, пе-
реданного единице поверхности стенки в единицу времени при раз-
ности температур газа и стенки в 1°. В общем случае величина аг
зависит от размеров газового канала, температуры поверхности
стенки Тсг, скорости движения w, температуры и физических па-
раметров газа.
Для определения коэффициента теплоотдачи от газа стенке при
течении газа по цилиндрической трубе применяется формула
/-.'0.82 / Г ' 0,3g
аг = 0,0206^ (^cr)W8^(_^ , (4.14)
где ср — теплоемкость продуктов сгорания при температуре га-
зовой стенки, дж!кг • град-,
!Jcr—вязкость продуктов сгорания, Н-сек!м?\
(i — расход топлива, кг/сек-,
d—диаметр оболочки камеры по газовой поверхности, м.
’ Температура торможения газа Тг учитывает выделение тепла
вследствие трения газа о стенку. Эта температура определяется по
зависимости
= <415)
‘/’ср
где ТГ—температура газа;
ср —средняя теплоемкость газа в интервале температур
СР Та -н Гг.
Конвективный тепловой поток достигает максимального значе-
ния в критическом сечении сопла (рис. 4.13). Это объясняется тем,
что в этом сечении массовая скорость Ю’р, как следует из уравне-
ния неразрывности, имеет наибольшее значение
(”?)„.=#-• (416)
I Кр
Рост массовой скорости приводит к росту аг, а это в свою очередь
к увеличению qK.
Лучистый теплообмен зависит главным образом ог темпера-
туры и давления газа, причем в большей степени от температуры,
а также от состава газов, так как интенсивность излучения разных
61
молекул различна. Величина уделыюго лучистого теплового потока
определяется по закону Стефана-Больцмана
*7 л гэф£гсо (76^) > (4-17)
где еЭф — эффективная степень черноты стенки;
ег — степень черноты газа;
с0—коэффициент излучения абсолютно черного тела, рав-
ный 4,9 ккал/м2-час-град4 (5,67 дж/м2 сек- град4).
Величина лучистого теплового
Рис. 4.13. Распределение удельных
тепловых потоков но длине какеры
потока значительно меньше вели-
чины конвективного. Наиболее ин-
тенсивно лучеиспускание в каме-
ре сгорания, т. е. там, где велика
температура газов. Лучистый теп-
ловой поток в камере сгорания до-
стигает (1,7 -к 2,5) • 10е дж/м2 • сек.
В сопле в связи с понижением
температуры газов величина лу-
чистого потока меньше.
Полный (суммарный) удель-
ный тепловой поток равен
<7С — <7 + <7.л. (4.18)
Иногда это уравнение записы-
вают в виде
(4.19)
где «с — общин (суммарный) коэффициент теплоотдачи, учиты-
вающий действие конвекции и лучеиспускания.
В современных двигателях суммарный тепловой поток в крити-
ческом сечении может достигать весьма значительных величин —
(20 : 60) • 10е ккал/м2-час [(23,3-^69,7) • 106 вт/м2]. Из-за больших
тепловых потоков стенки камеры двигателя довольно быстро на-
греваются, и если не принимать никаких мер но их охлаждению,
они про орят в течение очень короткою времени.
Задача охлаждения камеры двигателя заключается в том, что-
бы при заданных условиях работы двигателя (давлении в каме-
ре р , расходе охлаждающей жидкости Goxn и температуре газов
То) были удовлетворены следующие условия:
—- температура газовой стенки должна быть ниже допустимой,
выбранной по соображениям прочности 7’г<Гд0П;
— температура жидкости на выходе из тракта охлаждения
(при наружном охлаждении) должна быть ниже температуры ки-
пения T^<TS.
Эти условия выполнимы, когда общий тепловой поток Q будет
меньше количества тепла, которое может поглотить жидкость, или
равен ему. Для обеспечения этого условия должно соблюдаться
неравенство
Q б7оХ ,с (7$ 7\х), (4 20)
где ^охл— секундный расход охладителя;
с— теплоемкость охладителя;
Ts— температура кипения охладителя при давлении в охла-
ждающем тракте;
Т'вх— температура охладителя па входе в охлаждающий
тракт.
Рис 4. 1 Схема наружного охлаждения:
/ — коллектор. 2 — охлаждающий тракт; 3 — нутренням обо-
лочка камеры; 4—наружная оболочка каморы
В настоящее время в жидкостных двигателях нашли примене-
ние наружное, внутреннее и смешанное охлаждение.
Наружное охлаждение, простейшая схема которого приведена
на рис. 4.14, заключается в том, что жидкость, проходя по тракту,
образованному внутренней и наружной оболочками, охлаждает
стенки камеры. Наружное охлаждение разделяется па два вида:
проточное и циркуляционное.
При проточном охлаждении камера охлаждается компонента-
ми топлива, которые после палева в охлаждающем тракте посту-
пают в головку, а из нее через форсунки — в камеру сгорания.
В качестве охладителя используется тот компонент, который может
больше поглотить тепла. Проточное охлаждение является наибо-
лее распространенным и экономичным видом охлаждения. Здесь
все тепло, переданное от камеры охладителю, почти полностью воз-
вращается в камеру. Поэтому данный вид охлаждения иногда на-
зывают регенеративным.
Циркуляционное охлаждение широкого распространения не по-
лучило, так как при этой схеме предполагается размещение на
борту ракеты дополнительно охлаждающей жидкости, что услож-
няет двигательную установку и эксплуатацию ракеты.
62
63
Внутреннее охлаждение возможно или за счет омывания вну-
тренней поверхности камеры двигателя одним из компонентов топ-
лива, или за счет создания пристеночного слоя из топливной смеси
со значительным отклонением соотношения компонентов от стехио-
метрического.
Компонент (как правило, горючее) полается для омывания вну-
тренних стенок камеры через специальные пояса — пояса охлажде-
ния. Поступающая жидкость
Рис. 4.15. Схема защитного действия
внутреннего охлаждения:
I — жидкая пленка; 2— паровой слой; 3 —
горячие газы
Рис. 4.16. Зависимость температур' про-
дуктов сгорания от а
под воздействием высоких
тепловых потоков испаряет-
ся, и над слоем жидкости
создается защитный паро-
вой слой В результате по-
лучаются два защитных
слоя: жидкости и пара
(рис. 4.15). По мере испаре-
ния слоя жидкости и размы-
вания парового слоя при
движении вдоль камеры за-
щитные свойства их умень-
шаются, однако в целом они
сохраняются на расстояниях
до нескольких сантиметров
от пояса.
Внутреннее . охлаждение
путем отклонения в присте-
ночном слое состава топли-
ва от стехиометрического
осуществляется за счет раз
мешения по периферии го-
ловки форсунок горючего
В результате избытка горю-
чего в пристеночном слое
образуются продукты непол-
ного сгорания с пониженной
температурой, что снижает
теплоотдачу от газов стейке.
На рис. 4.16 приведен гра-
фик зависимости температу-
ры продуктов сгорания о
Как следует из графика, енп-
коэффицнента избытка окислителя а.
зить температуру продуктов сгорания можно, увеличив коэффг.
циент избытка окислителя или уменьшив его. Па практике, ка
правило, снижают этот коэффициент, так как увеличение его со-
здает сильно агрессивную среду в пристеночном слое.
Недостаток всех видов внутреннего охлаждения состоит в том.
что компонент-охладитель не полностью участвует в процессе го-
рения, а это снижает у дельную тягу.
64
Наиболее целесообразным способом охлаждения считается со-
четание наружного и внутреннего, так называемое смешанное
охлаждение.
Имеются и другие способы защиты стенок камеры от прогара,
например покрытие стенок теплоизоляционным материалом, нане-
сение абляционного покрытия.
Суммарный тепловой поток г/с, определяемый по формуле (4.18),
поступает в стейку камеры двигателя. Благодаря теплопроводно-
сти тепло передается через стенку и далее
путем конвекции охлаждающей жидкости,
проходящей по тракту охлаждения. При
установившемся режиме температура стен-
ки со стороны газа Тсг и со стороны жид-
кости Геи будет постоянной (рис. 4.17).
Уравнение процесса теплопроводности запи-
сывается в виде
^с=4-(^с -7’сж), (4.21)
где X — среднее значение коэффициента
теплопроводности материала;
о — толщина стенки камеры.
То же количество тепла отдается стен-
кой охлаждающей жидкости
<7е = ^я,-(ТСж-Гж), (4.22)
Рис. 4.17. Схема распре-
деления температуры в
камере при наружном
охлаждении
где — коэффициент теплоотдачи от
стенки жидкости;
— температура охлаждающей жид-
КОСТИ.
Рассмотрим влияние отдельных факторов на температуру стен-
ки со стороны газа Тсг- Из формулы (4.21) следует, что
' = — <7 Т
СГ J 7С 2 СЖ’
(4.23)
Из этого выражения видно, что при одних и тех же значениях
В, <7с н Дж температура Т,г будет тем меньше, чем больше коэф-
фициент X. Поэтому для камер целесообразно применять мате-
риалы с возможно большим коэффициентом теплопроводности.
Из выражения (4.23) также видно, что при неизменных Тг-,к в
Юс температура Т г будет тем меньше, чем меньше толщина стен-
ки 8. Следовательно, камеры двигателей желательно делать с воз-
можно меньшей толщиной стенки. Однако толщина стенки опре-
деляется прежде всего допустимыми напряжениями
Из той же зависимости следует, что при одних и тех же X, 5 и
9с температура газовой стенки ГС1 будет тем меньше, чем меньше
65
температура TCiK. В свою очередь Т<_-гК в соответствии с формулой
(4.22)
Гсж = — + 7 ж- (4.24)
Czt\ -у 1 ZTX X '
ж
Из этого соотношения следует, что температура ГСж умень-
шается с увеличением Коэффициент аж зависит от массовой
скорости гс'жрж. Но так как для жидкости при установившемся
режиме о», = const, то коэффициент зависит в значительной сте-
пени от скорости движения охлаждающей жидкости и с ее увели-
чением возрастает
При постоянном расходе охлаждающей жидкости скорость ее
движения обратно пропорциональна зазору Д (см. рис. 4.17) ме-
жду оболочками камеры. Следовательно, коэффициент теплоот-
дачи увеличивается с уменьшением зазора Д Однако необходимо
иметь в виду, что уменьшение зазора ведет к увеличению гидрав-
лических потерь в охлаждающем тракте, что требует увеличения
мощности системы подачи топлива.
Поскольку максимальные значения удельного теплового потока
приходятся на область критического сечения сопла, то в этом ме-
сте создаются скорости движения охладителя до 50 м/сек и более.
Значительное влияние на 7’(, оказывают также давление и тем-
пература в камере и режим работы двигателя. Увеличение давле
ния в камере двигателя р0 приводит к росту массовой скорости,
что ведет к возрас анию конвективного потока, который- изменяется
пропорционально Рр8 Лучистый тепловой поток также изменяет-
ся с изменением ро вследствие изменения черноты газа, но в не-
сколько меньшей степени, чем конвективный.
Рост температуры в камере двигателя То ведет к возрастанию
конвективного и лучистого тепловых потоков, что также приводит
к возрастанию температуры Тст.
4.2. ТОПЛИВНЫЕ БАКИ И СИСТЕМА НАДДУВА БАКОВ
1. Конструктивные схемы и геометрические размеры баков
В зависимости от способа подачи компонентов топлива в ка-
меру двигателя различают два типа топтивиых баков: нагру-
женные и разгруженные.
Нагруженные баки при работе двигателя находятся под
сравнительно высоким давлением (3,5—5,0 МН/я?). Это давление
всегда выше давления в камере двигателя на величину гидравли-
ческих потерь. Такне баки применяются при вытеснительной си-
стеме подачи топлива.
Разгруженные баки при рабо е двигателя находятся
под небольшим давлением (0.2—0,6 МН/лР), которое значительна
ниже давления в камере двигателя. Эти баки применяются в дви-
гателях с насосной системой подачи.
66
Наиболее распространенной схемой взаимного расположения
баков является раздельная (рис. 4 18). Основное достоинство се —
простота технологии сборки. Недостаток—невозможность рацио-
на тьно использовать свободное пространство между ба-
ками.
В целях сокращения общей длины и уменьшения массы баков
их можно делать с одним общим днищем. Такая схема получила
название объединенной конструкции.
Кроме этих схем, баки могут компоноваться по схеме концен-
тричного расположения (бак в баке). В целях рационального ис-
пользования общего объема ракеты приме-
няются так называемые утопленные конструк-
ции, в которых камера двигателя размещается
непосредственно в баке (рис. 4.19).
Рис. 4.18. Cxejri.! расположения баков-
а — раздельное: б объединенная конструк
ци я
Рис 4 19 Утопленная
конструкция баков-
I — бак окислителя,- 2 —
бак горючего; 3 — ка-
мера
С точки зрения прочности и уменьшения массы наилучшей фор-
мои баков является шаровая. Однако такие баки имеют большие
поперечные размеры. Применение их целесообразно в двигатель-
s ных установках с малой тягой.
Наиболее широко применяются баки цилиндрической формы со
сферическими, эллиптическими или другими днищами. Чаще всего
днища выполняются по обводу, образованному плавно сопряжен-
ными дугами нескольких окружностей, пли эллиптическими.
Определение геометрических размеров баков начнем с полного
объема бака соответствующего компонента, который складывается
из с. едующих составляющих: объема рабочего запаса Ир, объема
гарантийного запаса I г объема достартового расхода Идс', объема
> возд шпой (газовой) подушки Ипод и объема деталей, размещае-
* мых в баке ДИ. Таким образом,
= Vp т Иг т Идс -ф У„од ф- AV. (4.25)
67
Объем рабочего (расчетного) запаса 17р компонента в случае
постоянного расхода G за время работы двигателя определится
по формуле
кр = -^, («6)
где т— время работы двигателя с момента отрыва ракеты от пус-
кового стола до момента выключения, сек;
Р — плотность компонента, кг!м\
Объем гарантийного запаса 1'г включает в себя дополнительное
количество компонента, которое должно скомпенсировать возмож-
ное увеличение по сравнению с рабочим запасом расхода компо-
нента на активном участке полета, в условиях возмущенного по-
лета и при отклонениях основных параметров ракеты (массы,тяги
двигателя) от номинальных значении. Обычно гарантийный запас
не превышает 2—3% рабочего запаса.
Объем достартового расхода Идс включает объем компонента,
расходуемого для работы двигателя от момента начала работы до
момента отрыва ракеты от пусковой установки. Этот расход зави-
сит от системы запуска двигателя. При ступенчатом запуске время
работы двигателя до отрыва ракеты составляет 2—3 сек, при пу-
шечном— 0,2—0,3 сек.
Объем воздушной (газовой) подушки ИПол определяется, исходя
из условия, чтобы при максимальной температуре хранения за-
правленной ракеты Гтах давление в баках не превышало задан-
ного Рбтах-
Расчетная формула для определения ИПод может быть получена
из уравнения состояния газа в подушке при максимальной и мини
малыюй температурах и ТтП компонента топлива
VnoI = ^(Гпшх~Гпип) , (4 27)
। 1 шах
Ро max I min
где Vr—объем компонента, заправляемого в бак и равного Ир+
+ 1А + ИдС;
р—коэффициент объемного расширения компонента;
Ро — давление в баке при заправке;
ГП1<1Х —температура (максимальная), при которой хранится
заправленная ракета,
Tai — минимальная температура, при которой производится
заправка компонента
Диаметр топливных баков определяется конструкцией и назна-
чением ракеты, а длина их — потребным запасом топлива для ра-
боты двигателя. При проектировании ракет в систему проектных
параметров входят начальная тяговооруженность ).о, представляю-
щая собой отношение стартового веса ракеты к тяге, и начальная
поперечная нагрузка па мидель ракеты — отношение старто
68
вого веса ракеты к площади миделя. Ест параметры ).о п Рм
выбраны, то диаметр бака (при условии равенства диаметра бака
диаметру ракеты) определится зависимостью
d6 = J 4^-- (4-28)
Длина цилиндрической части бака, исходя из его объема, опре-
। делится по формуле
4V<
(4.29)
где — объем бака за вычетом объема, занимаемого днищами.
Длина баков и их диаметр связаны соотношением
7;=-^-. (4.зо)
Lq называется относительной длиной. Для современных зару-
бежных ракет Тб = 4 ч-8 и более.
Как это следует из зарубежных источников, при выборе относи-
тельной длины и диаметров баков необходимо учитывать следую-
’щее:
— уменьшение диаметров баков (диаметра ракеты) возможно
лишь до предела, обеспечивающего размещение двигателей;
— с уменьшением диаметра уменьшаются потери скорости ра-
кеты на преодоление сопротивления воздуха;
— уменьшение диаметра нижней ступени позволяет выполнить
верхние ступени в одном калибре с нижней;
— наибольшие возможные диаметры ограничиваются условия-
ми транспортировки ракеты различными видами транспорта.
2. Арматура топливных баков
Элементы арматуры баков включают в себя ряд устройств,
обеспечивающих нормальную эксплуатацию п работу баков при
ваправкс и сливе компонентов, при хранении в заправленном со-
стоянии, при пуске и выключении двигателя. Сюда относятся топ-
ливозаборные устройства, заправочные, дренажные и предохрани-
тельные клапаны, указатели уровня, трубопроводы и другие
устройства.
Топливозаборные устройства должны обеспечивать
непрерывную подачу компонентов топлива из баков в камеру дви-
гателя. Перерыв в подаче топлива недопустим, так как это может
вызвать остановку двигателя и даже его взрыв. Конструкция топ-
1ливозаборных устройств зависит от типа ракеты. Так, для балли-
стических ракет, не предполагающих резкого маневра, топливоза-
[борное устройство представляет либо простую горловину7 с ворон-
Когасителем, либо отстойник и заборную трубу (рис. 4.20, а, б).
69
В двигательных установках маневренных ракет и двигательных
установках, работающих в условиях невесомости, ставятся более
с южные топливозаборные устройства. Для ракет, при маневре
которых возникают боковые или отрицательные инерционные силы,
наиболее целесообразными будут вращающиеся или качающиеся
заборники.
Вращающийся заборник (рис. 4.20, в)—это отрезок трубы,
шарнирно укрепленный на заборном трубопроводе и поворачиваю-
щийся по кругу вслед за жидкостью.
Рис. 4 20 Схемы топливозаборных устройств-
а, б —с воронкогаситслсм; в — вращающийся заборник: г —
качающийся заборник; / —вор онкогаситель: 2 — отстойник;
3 — трубопровод; -$ — неподвижное колено; 5 — хобот; 6 —
сильфон
Качающийся, или хоботовый, заборник (рис. 4.20, а) состоит
из неподвижного колена и подвижного хобота, соединенных
между собой сильфоном. Пластины, укрепленные па конце хобота,
заставляют заборник следовать за жидкостью при ее колеба-
ниях.
3. Системы наддува топливных баков
Наддуваются топливные баки вводом в пространство над уров-
нем топлива в баке 1азообразного рабочего тела повышенного
давления. Наддув осуществляется для создания на входе в насосы
напора топлива, необходимого для устранения кавитации и для
обеспечения нормальной работы топливных насосов, компенсации
продольных сжимающих усилий в тонкостенной оболочке топлив-
ных баков из условия рационального осевого нагружения, а также
для предотвращения смятия тонкостенных баков атмосферным
давлением при расходовании топлива.
Величина давления наддува зависит от рода топливных компо-
нентов и характеристик насосов и определяется зависимостью
Рб = Рв* — пхЬ? + Ар, (4.31)
где рю— потребное давление компонента на входе в насос;
/zx—коэффициент осевой перегрузки;
fix — высота столба компонента топлива;
70
Р— плотность компонента топлива;
—потери давления в трубопроводах от бака до входа в
насос.
Давление наддува обычно находится в пределах 0,2—0,6Л1Я/л2
(2—6 кГ[слР).
Рабочим телом для наддува служит газ (азот, воздух, гелий,
пары компонентов топлива, парогаз и др ), который имеется в не-
обходимом количестве па борту ракеты или получается в специаль-
ных газогенераторах из жидких или твердых компонентов
Из иностранных источников известно, что в настоящее время
нашли применение следующие системы наддува: газобаллонная,
газогенераторная, испарительная и вводом реагента в бак
(рис. 4.21).
Газобаллонная система наддува, или система наддува с газовым
аккумулятором давления (см. рис. 4.21,а), применяется чаще дру-
гих. Существуют различные варианты этой системы. Для увеличе-
ния удельного объема газа и, следовательно, уменьшения массы
системы рационально производить подогрев газа. Наиболее часто
в качестве источника тепла используются отработанные газы тур-
бины.
Такая система наддува сравнительно проста и надежна, не тре-
бует дополнительных компонентов, что упрощает эксплуатацию.
Недостатком ее является сравнительно большая масса."Данная
система получила применение для ракет небольшой дальности, где
этот недостаток не так сильно проявляется.
Необходимый запас газа вычисляется по формуле
•Ч.. =------. . (4.32)
\ Рао /
где к— показатель адиабаты;
Рс, — давление наддува;
14— объем топливных баков;
/?а — газовая постоянная;
Тм — начальная температура газа в баллоне;
/’ао и Рак — начальное и конечное давление газа в баллоне.
Объем баллона определится зависимостью
V — *Рбуб
а Рао — Рак
С учетом выражения (4.33) формулу (4 32) можно представить в
виде
I «34>
Газогенераторная система наддува (4.21,6) отличается от газо-
баллонной тем, что в этой системе рабочее тело получается в га-
зогенераторах при сгорании жидкого или твердого топлива.
71
Рис. 4.21. Принципиальные схемы систем наддува:
с — газобаллонная; б— газогенераторная: в — испарительная; г —с впрыском
реагента в бак; / — баллон с газом; 2 — пусковые клапаны: 3 — редуктор;
4 — теплообменник: 5 — топливный бак; 6 бак окислителя. 7—бак горючего;
£ газогсиеряюр 9—турбина; Ю насос: // —гязора сире делители; 12— ма-
гистраль наддува бака окислителя; 13— форсунка впрткка 14— обратный кла-
пан, 15 магистраль окислителя; /6 — регулятор расхода окислителя
72
В связи с этим различают системы наддува с жидкостным и твер-
дотопливным (пороховым) газогенераторами.
Жидкостные газогенераторы работают на однокомпонентном
или двухкомпопентиом жидком топливе. Для этой цели могут ис-
пользоваться компоненты топлива как основного двигателя, так и
специально размещаемые на борту ракеты.
В приведенной схеме наддув бака горючего осуществляется га-
зом, отбираемых из газогенератора, который вырабатывает рабо-
чее тело для турбины. Рабочее тело для наддува бака окислителя
генерируется в отдельном газогенераторе. Оба газогенератора ра-
ботают па основных компонентах топлива, но с топ разницей, что
первый работает с большим избытком горючего, а второй — с боль-
шим избытком окислителя
Преимуществом рассмотренной схемы является отсутствие на
борту ракеты вспомогательных компонентов топлива.
В газогенераторах на твердом топливе, часто называемых
ПЛД, используется топливный заряд торцового горения
Чтобы исключить попадание твердых частиц в бак, на пути дви-
жения газа устанавливаются специальные фильтры.
Принципиально возможны газогенераторы для наддува на гиб-
ридном топливе. Такие газогенераторы обеспечат хорошее регули-
рование режима наддува.
В испарительной системе наддува (см. рис. 4.21,в) рабочее
тело получается за счет испарения компонента топлива или сжи-
женного газа. Компонент отбирается па выходе из насоса, а затем
подогревается и испаряется в теплообменнике. Преимуществами
такой системы являются: простота конструкции, отсутствие спе- J
циальных емкостей для хранения рабочего тела на борту ракеты ’
и рациональное использование тепла отработанных газов, иедо- j
статок — затрудненность точного регулпровани аддува.
Система наддува путем непосредственного ввода {Геаге па в бак
(см. рис. 4.21, г) характерна тем, что в ней рабочее тело наддува
получается в самом баке в результате взаимодействия жидкого
(твердого или газообразного) реагента с компонентом топлива.
Система будет проще, если для впрыска используется второй ком-
понент топлива, имеющийся на борту. В приведенной схеме окис-
литель отбирается на выходе из насоса и впрыскивается в бак
горючего. Для регулирования расхода впрыскиваемой жидкости и,
следовательно, давления наддува используется регулятор с обрат-
ной связью. Такой способ наддува можно использовать в двига-
тельных установках с насосной и вытеснительной системами подачи
в случае применения двухкомпонентных топлив.
4.3. СИСТЕМЫ ПОДАЧИ
Подача топлива из баков в камеру двигателя с требуемым се-
кундным расходом под необходимым давлением осуществляется
системами подачи двигателя, которые разделяются па две группы:
73
насосные и вытеснительные. К системам подачи любою
типа предъявляют следующие основные требования:
— простота, компактность и малая масса конструкции;
— равномерность подачи рабочих компонентов и легкость
управления двигателем;
— высокая экономичность и надежность работы;
— дешевизна изготовления и удобство эксплуатации.
Зарубежные специалисты считают, что насосные системы по-
дачи целесообразно применять для двигателей со сравнительно
большой тягой и большим временем работы, вытеснительные —
для двигателей со временем работы не более 15—30 сек, т. е. дви-
гателей малых и средних тяг.
Рассмотрим более подробно основные схемы каждой из этих
систем.
1. Насосные системы подачи
Основным агрегатом насосной системы подачи компонентов яв-
ляется турбонасосный агрегат (ТПА). Главные его элементы —
насосы, подающие компоненты под необходимым давлением
при требуемом расходе, и турбина, которая служит приводом на-
сосов.
ТНА могут иметь различные компоновочные схемы. Наиболее
распространена соосная схема, в которой насосы и турбина распо-
лагаются на одном валу.
Насосы. В системах подачи ЖРД нашли применение центро-
бежные и осевые (шнековые) насосы. Основными достоин-
ствами, определившими применение этих видов насосов, явились:
обеспечение высоких давлений подачи и производительности при
малых размерах и массе, а также возможность работы с большой
частотой вращения при удобном соединении с валом привода
(обычно с турбиной).
Схема центробежного насоса приведена на рис. 4.22. При
вращении рабочего колеса жидкость под действием центробежных
сил отбрасывается на периферию. Затрачиваемая на вращение
рабочего колеса работа переходит в спиральной камере в дав-
ление.
Осевые насосы применяются в качестве вспомогательных,так
называемых преднасосов, устанавливаемых на входе перед центро-
бежными насосами и служащих для предотвращения кавитаций.
Рабочим колесом насоса является шнек (рис. 4.23) —осевая лопа-
точная решетка, состоящая из двух-трех лопаток.
Для оценки насоса наиболее важными характеристиками яв-
ляются производительность, напор, полезная мощность, частота
вращения (число оборотов).
Под производительностью понимают количество жидкости, по-
даваемое насосом в 1 сек. Различают объемную Q (в м'-'/сек) и
74
массовую GH (в кг[сек) производительности, которые связаны со-
отношением
Он
р
Q
(4.35)
где р—плотность компонента, кг/м3.
Напором называют приращение механической энергии каждого
килограмма жидкости, проходящего через колесо. Величина на-
пора определяется необходимым давлением подачи рпод, из кото-
рого нужно вычесть давление жидкости на входе в насос рвх. Сле-
Рис. 4 22. Схема центробежного насоса:
/ — рабочее колесо; 1— спиральная камера; 3 —всасы-
вающий патрубок; 4 — нагнетательный патрубок
Рис. 4.23. Шнек
довательно, перепад давлений Дрн, создаваемый насосом, опреде-
лится по формуле
^Рн=РпоД РвХ' (4.36)
Обычно напор, создаваемый насосом, выражается в метрах
столба подаваемой жидкости и обозначается через Н:
н = (4.37)
Полезная мощность насоса определяется работой, которую со-
вершает насос, поднимая жидкость GH на высоту Н.
Эта мощность тем больше, чем больше секундный расход жид-
кости и чем выше потребное давление жидкости за насосом, т. е.
чем выше требуемый напор. Величина мощности определяется по
формуле
дт __ GgH___ QPP
75 ~ 75 ’
Или
\т ________________________ Q^Ph Gh&Ph
75 ~ 75? •
(4.38)
(4.39)
75
Потребная мощность Л'нп, затрачиваемая турбиной на привод
насоса, будет больше полезной мощности, так как преобразование
энергии в насосах происходит с потерями. Это учитывается коэф-
фициентом полезного действия т]н:
ЛГИП = -7Ц-- (440)
Ли
Полный коэффициент полезного действия насоса равен произ-
ведению трех КПД — объемного tjo> гидравлического т)Г и мехапи
ческою т]м, которые характеризуют потери в насосе, т. с.
/;„ = у.о’Мч- (4-41)
Объемный КПД Tjo определяет количество жидкости, перете-
кающей из полости высокого давления в полость низкого давления,
и утечек жидкости из полости высокого давления через уплотне-
ния. Величина т}0 зависит от конструкции насоса и давления по-
дачи и составляет 0,9—0,95.
Гидравлическим КПД т]Г оцениваются потери па трение жидко-
сти в каналах рабочего колеса, потери давления в отводящих и
подводящих устройствах. Его величина 0,7— 0,9.
Механический КПД тр1 учитывает потери мощности на трение
в узлах уплотнения, в подшипниках, потери в результате_трсния
наружной поверхности колеса о жидкость. Величина и]М=0.85-?-0,98.
Полный КПД насосов современных зарубежных ЖРД состав-
ляет 7]Н = 0,5 -ъ 0,85.
Коэффициент быстроходности насоса ns — частота вращения
(число оборотов) эталонного насоса, геометрически подобного на-
турному, с тем же гидравлическим и объемным КПД, по с напо-
ром м и полезной мощностью л. с.
<4-«)
где п — частота вращения насоса.
Для современных насосов частота вращения составляет
5000—20 000 об)мин и более. Повышение частоты вращения благо-
приятно сказывается на конструкции насоса. Чем выше частота
вращения, тем меньше его габариты, а следовательно, и масса.
Кроме того, повышение частоты вращения приводит к улучшению
условий работы турбины (увеличивается ее КПД и уменьшаются
размеры). Однако значительное увеличение частоты вращения
ограничивается возникновением кавитации.
Кавитация — нарушение сплошности жидкости с образованием
разрывов (пузырьков, каверн), заполненных парами этой жидко-
сти, возникающее в результате местного статического давления.
Процесс появления кавитации таков. Статическое давление в по-
токе жидкости в соответствии с уравнением Бернулли
Г = /Жч-2^-- (4.43)
76
При высоких скоростях движения потока к? статическое давле-
ние р может стать меньше давления ps насыщенных паров. В этом
случае возникнет кавитация. Если пузырьков очень много, то обра-
зовавшийся пар займет все проходное сечение и расход жидкости
прекратится — произойдет срыв насоса. Если кавитация невелика,
то пузырьки пара, двигаясь по каналу колеса, попадут в область
высоких давлений, где пар конденсируется. При этом объем пу-
зырьков мгновенно уменьшится, произойдет iпдравлическпй удар.
Такне удары приводят к эрозионному разрушению металла.
Рис. 4.24. Принципиальная схема активной одноступенчатой
турбнпы'
/ — корпус; 2 — вал; 3 — рабочее колесо; 4 — лопатка; 5 —- сопло
Основными мерами борьбы с кавитацией является повышение
давления на входе в насос (наддув баков) и установка перед ра-
бочим колесом преднасоса, обладающего более высокими антика-
витационными свойствами
Турбины. Турбины являются приводом топливных насосов По
принципу работы они могут быть активными и реактивными.
В активной турбине преобразование энергии происходит только в
соплах, а в реактивной — в соплах и на лопатках рабочего колеса.
В ЖРД обычно применяют активные турбины, так как они
'Конструктивно проще и имеют меньшую массу на единицу мощ-
ности.
Рассмотрим схему и особенности рабочего процесса односту-
пенчатой активной турбины (рис. 4.24). Газ теплосодержанием /0
рдходит к соплам, имея давление р0 и температуру То. В сопле
газ расширяется, при этом его скорость возрастает от с0 до с<, т.е.
Происходит преобразование потенциальной энергии в кнпетиче-
77
скую. С такой скоростью газ поступает на лопатки рабочего ко-
леса, имеющего окружную скорость и, определяемую из выражения
« = <4-44>
где D — диаметр рабочего колеса, измеренный по середине высоты
лопаток;
п—частота вращения турбины.
Газ в межлопаточном канале существенно изменяет направле-
ние движения: если скорость Cj направлена под углом к плоско-
сти рабочего колеса, то скорость выхода газа с2 составляет с той
же плоскостью угол а2, отличающийся от ai почти на 90°. Скорость
с2 меньше скорости а.
Таким образом, в межлопаточном канале меняется количество
движения газа, что свидетельствует о силовом взаимодействии его
с лопатками. Физически это взаимодействие проявляется в том, что
па вогнутой (омываемой потоком) поверхности лопатки давление
газа больше, чем на противоположной (выпуклой). Окружное уси-
лие, действующее в плоскости ротора, создает момент относитель-
но осп вала и заставляет ротор вращаться, совершая работу.
Величину усилия Ри можно определить на основании теоремы
об изменении количества движения
P„ = Grr(cIcosaJ — c2cosa?), (4.45)
где Gn-—массовый секундный расход газа.
Потребная мощность турбины для привода насосов опреде-
ляется необходимой суммарной мощностью этих насосов
ArT=VHr + ^VH0. (4.46)
Если принять перепад давлений на насосах одинаковым и считать
7]но = 7]нг=;'г]о, то в соответствии с формулами (4.39) и (4.40) потреб-
ная мощность определится по выражению
где рт—- средняя плотность топлива;
GT—секундный расход топлива, равный Go + Gr.
Величина мощности, которую может развить турбина, зависит
от секундного расхода газа и от его кинетической энергии на вы-
ходе из сопел турбины. Мощность определяется соотношением
z-*
;VT = ^-/;TI (4.48)
где Grr— расход газа, равный секундному расходу топлива в
газогенераторе;
qT — коэффициент полезного действия турбины.
78
Коэффициент полезного действия для одноступенчатой актив-
ной турбины находится в пределах 0,5—0,7 и существенно зависит
от отношения и/сь Максимальное его значение достигается при
w/cj — 0,5. Это значит, что скорость истечения газа из сопла дол
жна быть примерно в два раза больше окружной скорости па ло-
патках ротора.
Соединение турбины с топливными насосами может осущест-
вляться либо путем посадки на один вал, либо посредством ре-
дукторной передачи. Рас-
положение турбины отно-
сительно насосов может
быть центральным или
односторонним.
Газогенераторы. Для
привода турбины главным
образом применяются га-
зогенераторы на жидком
топливе, которые по чис-
лу компонентов, исполь-
зуемых для получения ра-
бочего тела, разделяют-
ся на одно-, двух- и трех-
компонентные.
Среди однокомпопепт-
ных газогенераторов наи-
большее распространение
получили перекисеводо-
родпые (ПГГ), т. е. рабо-
тающие на перекиси во-
дорода Н2О2. Обычно при-
меняется ее водный рас-
твор 80—85 %-ной кон-
центрации.
Для ПГГ характерен
автономный запуск. Он не требует специальных пусковых уст-
ройств, может надежно работать при весьма малом расходе пере-
киси водорода. Устройство ПГГ зависит от типа катализатора,
применяемого для разложения перекиси водорода. Разложение пе-
рекиси водорода идет с образованием Н2О и О2, которые и по-
даются на лопатки турбины.
Кроме перекиси водорода, в качестве однокомпонентпых топлив
могут использоваться несимметричный диметилгидразпп (НДМГ),
«дразин
В двухкомпонентных газогенераторах в качестве средств газо-
генерации используются компоненты основного топлива двигателя.
(Главная особенность и отличие этих газогенераторов от камеры
Двигателя состоят в том, что они работают при «смещенном»
(больше или меньше оптимального) коэффициенте избытка окис-
79
лителя. Это вызывается необходимостью получения газа с темпе-
ратурой, приемлемой для рабочих органов турбины (порядка
1000—1300° К) [8].
По способу организации процесса получения рабочего гела раз-
личают газогенераторы с одноступенчатым и двухступенчатым
подводом компонентов топлива (рис. 4.25).
При одноступенчатом подводе все топливо подается через го-
ловку и в камере происходит сгорание при требуемом соотношении
компонентов. Такой тип газогенератора применяют для легкопсна-
ряющпхея и легковоспламеняющихся топлив Д1я зажигания и
горения которых пе требуется большого количества тепла и высо-
кой тем пер ату ры.
При двухступенчатом подводе горючее подается в камеру ча-
стично через готовку с коэффициентом избытка окислителя
а ~ 0,4 н-0,6 п частично через специальные форсунки (периферий-
ный пояс). На выходе нз камеры общий коэффициент избытка
окислителя газа а = 0,15—0,20.
В трехкомпонентных газогенераторах горючее и окислитель
подаются в соотношениях, близких к оптимальному я~0,5—0,
Понижение температуры газа достигается вводом в камеру тре-
тьего компонента (обычно воды).
2. Вытеснительные системы подачи
Различают три вида вытеснительных систем (рис. 3.6)- газо-
баллонные и системы с пороховым и жидкостным аккумулятора-
ми* давления.
Газобаллонная система подачи. В качестве рабо-
чего тела в этих системах могут быть использованы воздух, азот,
гелий и другие газы. Выбор газа зависит от природы компонентов
топлива, температуры, растворимости в них газа и от других фак-
торов. Наиболее часто применяют воздух как более дешевый из
газов, всегда иь сющинся в достаточном количестве. Азот приме-
няется в тех случаях, когда компоненты топлива могут иметь хи
мическое взаимодействие с воздухом и нарушать норматьпые усло-
вия подачи. Гелий применяется при вытеснении сжиженных ком-
понентов, находящихся при таких низких температурах, при кото-
рых воздух и азот конденсируются и растворяются в холодной
жидкости. Преимущество гелия перед другими газами состоит в
том, что он имеет .мсныппй .молекулярный вес, а следовательно,
при одинаковых условиях и меньшую птотпость.
Необходимым элементом газобаллонной системы подачп яв-
ляется редуктор давления, который обеспечивает постоянное дав-
* Аккумулятор давления и газогенератор являются однозначными терми-
нами. определяющими один и тот же агрегат. Термин «аккумулятор давления»
применяется в тех случаях когда газ используется для вытеснения топлива.
Термин «газогенератор» применяется к источникам газа, служащего рабочим
телом для турбины [6]
80
ление газа в топливных баках и, следовательно, равномерную
подачу топлива в камеру двигателя. Это необходимо для неизмен-
ного режима работы двигательном установки
Газобаллонная система подачи применяется на ЖРД для стар-
товых ракет, ускорителей, па экспериментальных установках и как
вспомогательная в других системах подачи.
Система подачи с пороховым аккумулятором
давления (ПАД). Эта система в отличие от газобаллонной
имеет меньшие габартг ы и массу Источником рабочего тела, вы-
рабатываемого в пороховом аккумуляторе давления, является за-
ряд твердого топлива (пороха). Расчет порохового аккумулятора
сводится к опредетению потребной поверхности горения Sn и тол-
щины горящего свода заряда (шашки) L„. При этом исходят из
равенства времени горения шашки и времени работы двигателя
при условии, что секундный объем газов Vra3, поступающих в баки,
должен быть равен объемному расходу компонентов топлива Утоп-
Секундный объем газов, поступающих в баки, определится
Ца, = (4.49)
где Sn — поверхность горения заряда;
и—скорость горепия твердого топлива;
Рп — плотность твердого топлива;
рг — плотность газов при давлении подачи р&
На основании уравнения состояния газов можно записать
РГ=>-, (4.50)
где Д и Т—газовая постоянная и температура продуктов сгорания.
Подставив выражение (4 50) в уравнение (4.49) и решив это
уравнение относительно Sn с учетом равенства Каз= Утоп, получим
’ = О (4.51)
То., щина горящего свода определяется, исходя из требуемого
времени работы двш ателя <:тах
= «т.„ах- (4.52)
В зависимости от характера истечения газов пороховые акку-
муляторы подразделяются па сверхкритические и докритические
(рис. 4.26). В сверхкритическом ПАД отношение давления р$ к
Давление в камере меньше критического или равно ему. В до-
критическом ПАД это отношение больше критического по разность
давлений рб—рс невелика и определяется потерями в подводящих
трубопроводах. В сверхкритпческом ПАД газы проходят через
Дросселирующее сопло, в докритичсском — сопла нет.
4—6 2
81
Рис. 4.26. Схемы пороховых аккумуля-
торов давления:
а — сверхкритический; б — докритический;
/ — корпус; 2 — пороховая шашка; 3 — вос-
пламенитель; 4 — дроссельное сопло; 5 —
трубопровод; 6—клапан сброса давления
Сверхкритический ПАЛ обладает достаточной устойчивостью
и способен работать без регулирующих устройств.
Докритический ПАД работает при давлениях в камере сгора-
ния, незначительно превышающих потребное давление подачи.
Благодаря этому докритические ПАД значительно легче сверхкри-
тических, что и обусловило применение их в системах подачи
ЖРД-
Система подачи с
жидкостным аккум у-
л я т о р о м давления. Обыч-
но ЖАД работают на самовос-
пламеняющихся компонентах.
Для обеспечения требуемой
температуры газа (порядка
800—900° С) [49] на выходе из
газогенератора прибегают к
балластировке продуктов сго-
рания одним из компонентов
топлива. Иными словами, про-
цесс горения топлива в ЖАД
протекает при таких значениях
коэффициента избытка окисли-
теля, при которых обеспечи-
вается заданная температура
газа на выходе из газогенера-
тора.
При этом газогенератор ба-
ка окислителя работает с из-
бытком окислителя (а = 3ч-6),
а газогенератор бака горюче-
(а=0,3 4-0,4).
Необходимый секундный расход компонентов топлива в газо-
генераторе для каждого бака определяется по формуле
(4.53)
где Pt,— давление подачи, Н/м2;
Кек—объемный секундный расход компонента из бака,
м?1сек\
R и Т— газовая постоянная и температура газов, поступающих
в бак;
%— коэффициент, учитывающий тепловые потери.
Полный запас компонентов топлива для каждого блока подачи
определяется из соотношения
М=ф,Оггт, (4.54)
где <])j — коэффициент, учитывающий гарантийные остатки топ-
лива;
т—время работы двигателя.
го — с избытком горючего
82
Объем бачков под компоненты газогеперацпи определится из
соотношения
ЛЛ
^4 = '^. (4-55)
Нт
где ф2 — коэффициент, учитывающий свободный объем в бачках;
рт — плотность компонентов газогенерации.
ЖАД обладает тем преимуществом по сравнению с ПАД, что
может обеспечить более стабильное давление в топливных баках,
следовательно, и более стабильную работу двигателя. Это объяс-
няется независимостью режима ЖАД от температуры окружаю-
щего воздуха и тем, что ЖАД является саморегулирующимся ак-
кумулятором давления. Расход компонентов топлива зависит от
перепада давлений между бачками с компонентами газогенерации
и основными топливными баками, а следовательно, изменение дав-
ления в топливных баках будет автоматически вызывать изменение
расхода компонентов газогенерации.
44 СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ И РЕГУЛИРОВАНИЯ
Система управления и регулирования предназначена для осу-
I щсствлепия запуска, вывода на заданный режим, выполнения про-
граммы функционирования и выключения двигательной установки
i Соответственно своему назначению система управления и регули-
рования включает в себя устройства запуска и вывода па режим,
I устройства поддержания режима и выключения двигательной уста
I новки.
Принципиальные схемы систем управления и регулирования
I существенно зависят от схемы и конструктивных особенностей си-
| стемы подачи двигателя и определяются типом и назначением ра-
I кеты. Однако независимо от назначения и конструктивной схемы
I двигательная установка имеет два характерных режима работы:
I установившийся и пеустановившийся.
При установившемся режиме параметры ДУ постоянны и рав-
L ны расчетным. При пеустаповившемся параметры во времени из-
I меняются. Этот режим характерен для запуска и выключения ДУ.
Рассмотрим работу ДУ на этих режимах.
1. Запуск двигательных установок
Под запуском двигательной установки понимается совокупность
операции и связанных с ними процессов, обусловливающих псре-
ход двигателя от состояния стартовой готовности к работе па уста-
новившемся режиме [6]. Запуск ДУ является наиболее ответствен-
I ным режиме I работы. Наибольшее количество отказов и выхода
I из строя ДУ (по зарубежным данным до 86%) происходит во вре-
Жмя запуска.
4(
83
Система запуска должна удовлетворять ряду требований, наи-
более важными из которых являются следующие:
— при запуске в камере не должно скапливаться большое ко-
личество компонентов топлива, иначе в момент воспламенения
произойдет резкое нарастание давления, что может привести к раз-
рушению камеры-
— при запуске должен соблюдаться порядок поступления ком-
понентов. Желательно, чтобы в камеру двигателя вначале пода-
вался окислитель и с некоторым запаздыванием горючее. В этом
случае уменьшается возможность накопления топлива в камере
двигателя до его воспламенения;
— запальное устройство должно обеспечивать необходимую
энергию для воспламенения топлива.
Перед запуском ДУ ракета должна находиться в состоянии
стартовой готовности, а именно топливные баки заправлены ком-
понентами топлива, подключены управляющие и расходные ком-
муникации, обеспечивающие запуск, приведены в пусковую готов-
ность системы автоматики и регулирования, обеспечивающие ра-
боту двигателя в полете, задана программа работы двигательной
установки.
Основными операциями запуска ДУ являются: наддув топлив-
ных баков до заданного давления, выведение системы подачи топ-
лива па пусковой режим, включение и вывод на заданный режим
вспомогательных систем двигателя и воспламенение топлива в ка-
мере [6].
В зависимости от характера выхода двигателя на режим разли-
чают плавный, ступенчатый и пушечный запуски.
При плавном запуске воспламенение происходит при
небольшом расходе топлива и с последующим сравнительно плав-
ным нарастанием расхода до нормы. Плавный запуск характерен
для двигателей малых и средних тяг с насосной системой подачи.
Суть ступенчатого запуска состоит в том, что перво-
начальное воспламенение осуществляется при небольшом расходе
топлива, а основной расход подается в уже работающую камеру.
При пушечном запуске сразу подается полный расход топ-
лива [11]. Однако в чистом виде пушечный запуск не применяется.
Запуски, близкие к пушечному, возможны при вытеснительных си-
стемах подачи.
В современных двигателях осуществляется зажигание либо
пиротехническое, либо химическое, либо с помощью электрической
свечи.
Пиротехническое зажигание производится при по-
мощи пиропатрона, который горит в течение нескольких секунд и
дает факел высокой температуры (порядка 2000°С). После вос-
пламенения подается жидкое топливо сначала с небольшим расхо-
дом с последующим увеличением до номинального.
Химическое зажигание осуществляется применением
самовоспламеняющихся компонентов топлива. Этот способ прост,
84
поэтому и нашел широкое распространение. Он осуществим и в
;1У, работающих на несамовоспламеняющихся компонентах, В этом
случае в камеру двигателя сначала надо подать самовоспламеняю-
щиеся компоненты п только после образования в камере мощного
факела подать основные компоненты топлива.
Электрическое зажигание применяется в двигателях
небольших 1яг п производится с помощью искровой пли факель-
ной свечи. Этот способ удобно применять при ступенчатом запуске.
2. Регулирование двигательных установок
Чтобы обеспечить постоянство параметров или изменение их по
определенному закону, осуществляется регулирование режима ра-
боты ДУ. Основными регулируе-
Рис 4.27. Принципиальная схема
регулирования тяги:
1 — регулятор тяги; 2 — турбина; 3 — га-
зогенератор; 4 — насосы
мыми параметрами являются тя-
га двигателя (или давление в ка-
мере) и соотношение компонен-
тов топлива. Рассмотрим основ-
ные способы регулирования этих
параметров.
Регулирование тяги.
При постоянном соотношении
компонентов к тяга является
функцией секундного расхода
топлива G или давления в каме-
ре двигателя р0 и давления окру-
жающей среды ря. Поскольку рц—
независимый параметр, то изме-
нить тягу можно, влияя на G
пли р0.
При необходимости поддержа-
ния постоянного значения тяги
задача сводится к поддержанию
постоянным G или р0. Это может
быть достигнуто изменением чис-
ла оборотов ТНЛ в двигателях с
насосной системой подачи и изме-
нением давления в баках при вы-
теснительной подаче топлива.
В качестве примера па рис. 4.27
показана принципиальная схема регулирования тяги за счет изме-
нения числа оборотов ТИА. Входным сигналом является давление
в камере ро, которое сравнивается с давлением подачи. Разность
давлений воспринимается регулятором 1, который поставлен на
линии питания газогенератора 3. В зависимости от изменения дав-
ления р0 регулятор изменяет расход компонента топлива в газо-
генераторе, что ведет к изменению числа оборотов насосов 4 и по-
85
дачи компонентов в камеру двигателя. Соответственно изменению
подачи топлива изменяются давление в камере н тяга двигателя.
При вытеснительной подаче топлива давление ро сохраняется
неизменным только за счет поддержания расчетного давления в
топливных баках при помощи редуктора давления или клапанов
избыточного давления.
Другим из возможных способов регулирования тяги является
способ изменения величины скорости истечения путем измене-
ния площади критического сечения сопла Fi;p. Это может быть
достигнуто путем размещения в критическом сечении профилиро
ванного чела, перемещением которого вдоль оси камеры можно
увеличивать или уменьшать площадь критического сечения. Од-
нако из-за усложнения конструкции и трудности охлаждения про-
филированного тела такой способ регулирования в ЖРД распро-
странения не получил.
Регулирование соотношения компонентов Про-
анализируем влияние непостоянства соотношения компонентов
топлива к на летные характеристики ракеты. Для простоты ана-
лиза не будем учитывать аэродинамическое сопротивление и силу
земного тяготения В этом случае скорость ракеты в конце актив-
ного участка траектории в соответствии с формулой Циолковского
определится
v — п in —-— — ~r in -г——. (4.56)
к max Ji- л 1 — p-к G 1 — P-к
Двигатель обычно работает при оптимальном соотношении
компонентов топлива копт, обеспечивающем максимальную удель-
ную тягу для данного топлива, и любое отклонение к от оптималь-
ного приводит к снижению удельной тяги Дуд и, следовательно, к
СНИЖеНИЮ СКОРОСТИ Пкщах-
С другой стороны, если баки ракеты заполнены компонентами
топлива в соотношении копт, то режим работы двигательной уста-
новки, отличающийся от «ош в ту или иную сторону, приведет к
снижению г'ь-max еще по двум причинам- после прекращения рабо-
ты ДУ в одном из баков окажется остаток компонента топлива,
который увеличит конечную массу ракеты, т. е уменьшит величину
рк; время работы двигателя сократится по сравнению с заданным
вследствие более быстрого расходования одного из компонентов,
в связи с чем уменьшится суммарный импульс /с. В итоге при от-
клонении к от оптимального величина пКтах может заметно умень-
шиться против ожидаемого значения Для регулирования соотно-
шения компонентов необходимо знать текущее его значение в каж-
дый момент времени. Это может быть осуществлено замером дей-
ствительных расходов компонентов, замером уровней в баках и
замером давления компонентов перед форсунками. Чувствитель-
ный элемент регулятора может включаться в схему различно. На
рис. 4.28, а приведена схема, в которой измеряются действительные
расходы горючего и окислителя и их соотношение сравнивается с
86
расчетным. Отклонение соотношения от расчетного вызывает сиг-
нал регулирования, в зависимости от которого подача горючего
(или окислителя) через дросселирующее устройство изменяется
так, чтобы соотношение расходов компонентов стало заданным.
На рис. 4.28,6 показана схема регулирования к методом изме-
рения уровней компонентов в баках. Датчики уровня дают сигнал
о выработке компонента в регулятор. От регулятора сигнал посту-
пает на дросселирующее устройство, которое и обеспечивает за-
Рис. 4.28. Принципиальная схема регулирования
соотношения компонентов.
а —с замерам действительных расходов; б—с замером
уровней компонентов в баках; / — регулятор соотношения.
2 — дросселирующее устройство; з — датчики уровня
данное соотношение и, следовательно, одновременное опорожнение
баков.
Регулирование соотношения компонентов путем замера давле-
ния перед форсунками горючего и окислителя основано па том, что
при неизменности давлений перед форсунками горючего и окисли-
теля (Рф. г и рф. о) соотношение компонентов топлива сохраняется
постоянным.
3. Выключение двигательных установок
| Выключение ДУ есть совокупность переходных процессов, про-
исходящих в двигателе от момента подачи команды па выключение
ho полного прекращения тяги. Выключение производится принуди-
тельным (в заданной последовательности) прекращением подачи
топлива в камеру двигателя, а также рабочего тела для привода
ТНА или вытеснения топлива.
После закрытия отсечных топливных клапанов часть топлива
останется в полостях между клапанами и форсунками (рис. 4 29).
Это топливо будет поступать в камеру и догорать в пей, создавая
тягу. В результате изменения тяги во времени после закрытия
отсечных клапанов создается импульс тяги,
который воздействует па ракету. Этот им-
пульс называют импульсом после-
действия. Величина его определится по
зависимости
полости:
окислителя;
горючего; 3 —
Рис. 4.29. Предфорсх-
ночпые
I — полость
2 — полость
отсечные клапаны
'.=/ РЛ.
(4.57)
котором
рабочий
комапды
полностью
процесс в
па выклю-
где ~п — время, при
прекращается
камере;
тк— время подачи
чение ДУ;
Р— текущее значение тяги после
команды на выключение.
Импульс последействия тяги зависит от
многих факторов: величины тяги, времени
срабатывания клапанов, объема полостей,
заполненных топливом,температуры компо-
нентов. А так как эти характеристики изме-
няются от двигателя к двигателю и являют-
ся случайными величинами, то и импульс
изменяется в широких пределах. Вследствие
последействия тяги
того что после команды па выключение ДУ ракета становится неуп
равляемой, то разброс импульса последействия тяги становится
одной из основных причин рассеивания скорости и координат конца
активного участка траектории.
Весь импульс последействия тяги (площадь под кривой I ~.)
на рис. 4.30) можно представить в виде суммы
= Л + /2 + /3 + /4-
(4.58)
Рассмотрим составляющие полного импульса последействия.
Составляющая 1\ возникает в результате запаздывания газообра-
зования в момент подачи команды па выключение ДУ, так как
камере имеется запас топлива. Время принимается равным вре-
мени превращения, т. с. -ti = 0,003 = 0,008 сек.
Составляющая /2 объясняется инерционностью срабатывая,
топливных клапанов. Время ~2 определяется типом клапана, д 1
пневмоклапанов оно составляет 0,1—0,3 сек, для пироклапанов
0,001—0,005 сек.
88
Составляющая /3 есть результат догорания компонентов, посту-
пающих в камеру из полостей (охлаждающий тракт, полость го-
ловки н т д.). Величина времени т3 зависит от физических свойств
топлива, его температуры и изменяется в широких пределах — от
нескольких до десятков секунд.
Составляющая /4 возникает ив за наличия рабочего тела в ка-
мере двигателя в газообразной форме. Время т4— время истече-
Рис. 4.30. Характер изменения силы тяги после команды
на выключение
пия последней порции
0,0015—0,005 сек.
Основными мерами
продуктов сгорания, которое составляет
уменьшения импульса последействия тяги
являются: уменьшение тяги в момент выключения, что приведет к
у меныпепию всех составляющих; уменьшение объема полостей на
участке от отсечного клапана до форсунок; продувка камеры и по-
лостей в момент выключения; применение клапанов с малым вре-
менем закрытия.
Глава 5
РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ
5.1. ПРОЦЕСС ГОРЕНИЯ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА
Начальное воспламенение топлива (см. рис. 3.7) вызывается
тепловым импульсом специального воспламенителя. В дальнейшем
горение поддерживается самим ходом процесса. Процесс горения
баллистнтных и смесевых топлив различен: у баллистнтного топ-
лива при нагревании внешнего слоя заряда до температуры 100—
120° С происходит первичное разложение компонентов топлива,
при дальнейшем повышении температуры на поверхности заряда
образуется вязкий слой, с поверхности которого испаряются лету-
чие составляющие.
Процессы в твердой фазе, которые протекают в очень тонком
слое толщиной 10“3—10’2 см, экзотермичны и заканчиваются при
температуре, лишь немного превышающей температуру заряда.
Разница между этими температурами при умеренных давлениях
составляет примерно 200—300° С.
После того как произойдет разложение твердой фазы (жидко-
вязкий слой относится к твердой фазе), реакция в газовой фазе
будет протекать в трех зонах (рис. 5.1).
В непосредственной близости к поверхности горения находится
зона /, где происходят экзотермические реакции (зона газифи-
кации); 2 — зона подготовки горючей смеси (подготови-
тельная зона). Здесь образуются активные продукты без выделе-
ния тепла, в связи с чем в этой зоне температура остается почти
постоянной. Скорость газообразования зависит от свойств топлива,
давления п температуры продуктов горения.
Когда в зоне 2 образуется достаточная концентрация активных
продуктов, образуется зона 3 — зона горения (ее еще назы-
вают зоной пламени или зоной свечения). В конце температура
достигает максимального значения То, величина которой зависит
от рода топлива.
Горение смесевых топлив меньше изучено, чем баллиститиых.
90
Термическое разложение компонентов смесевого топлива в поверх-
ностном слое является, вероятно, не экзотермическим, а эндотер-
мическим процессом. Поэтому необходимость в подводе тепла от
зоны развитого горения увеличивается.
Разложение и газификация горючего и
окислителя протекают в общем случае
с различными скоростями и зависят от
природы компонентов.
Таким образом, специфической ста-
дией горения твердых топлив является
процесс разложения и газификации
твердой фазы. Этот процесс сущест-
венно зависит от интенсивности тепло-
передачи к поверхности твердого топ-
лива. Все факторы, увеличивающие
теплопередачу, ускоряют разложение
и газификацию поверхностного слоя.
Опыт показывает, что протяжен-
ность несветящихся зон 1 и 2 сущест-
венно зависит от давления
А + 4=-4", (5.1)
Ро
Рис. 5.1. Схема горения ба.Т-
листитного твердого топлива
Где 1Ь /2—протяженность зон, м;
k—некоторая постоянная, зависящая от состава топлива;
Ро — давление в камере двигателя, МН/м2.
Из формулы следует, что увеличение давления вдвое сокращает
размер зон в восемь раз и приближает зону горения к поверхности
твердого топлива. При понижении давления в камере двигателя
фронт пламени отдаляется от поверхности твердого топлива, что
снижает поток тепла к поверхности топлива. При некотором дав-
лении горение вообще может прекратиться, так как реакции раз-
ложения не могут обеспечить самоподдержание процесса. Это дав-
ление называют порогом устойчивого горения.
Основной характеристикой, определяющей процесс горения
твердого топлива, является величина скорости горепия и. В общем
случае скорость горения измеряется толщиной слоя, сгоревшего в
единицу времени и выражается в см/сек или мм/сек.
Скорость горения топлива определяется его физико-химически-
ми характеристиками, давлением в камере двигателя р0, началь-
ной температурой заряда Та и скоростью газового потока ш, дви-
жущегося вдоль поверхности горения. Наиболее существенное
влияние па скорость горепия оказывают давление и температура
заряда. Зависимость скорости горения от давления принято назы-
вать законом горения топлива Для низких давлений до 3—
8 МН/м2 (30—80 кгс/см2) зависимость скорости горения от давле-
ния выражается законом
и = ,
(5.2)
91
где и — линейная скорость горения;
— постоянный коэффициент, зависящий от природы топлива
и начальной температуры заряда;
р—давление в камере двигателя;
показатель степени, зависящий от природы топлива.
Величина показателя степени v для современных ракетных топ-
лив меняется в пределах 0,1—0,85. Более высокие значения (0,7—
0,85) характерны для баллиститиых топтив. Для смесевых v —
— 0,1-н 0,5, поэтому и скорость горения их в меньшей степени зави-
сит от давления.
При более высоких давлениях (до 300 кГ!см2) закон горения
близок к линейному и выражается-формулой
и — А-\-Вр, (5.3)
где Л и В — коэффициенты, зависящие от состава топлива, на-
чальной температуры заряда, давления в камере и
некоторых других параметров.
Для смесевых топлив уравнение для скорости горения выглядит
иначе:
Здесь коэффициент а играет роль параметра времени реакции, а
коэффициент b — параметра времени диффузии. В практических
расчетах чаще пользуются зависимостью (5 2), которая дает до-
статочную точность как для баллистнтных, так и для смесевых
топлив.
Следует заметить, что смесевые топлива горят устойчиво при
сравнительно низких давлениях порядка 15—70 кГ1см2.
Значения скоростей горения для баллистнтных топтив при дав-
лении в камере двигателя до 100 кГ!см~ находятся в пределах
0,8—2,7 см!сек, для смесевых (при давлении в камере до
70 кГ/см2) —в пределах 0,25—1,3 см/сек.
Учет влияния начальной температуры заряда на скорость мож-
но вести по зависимости
utl = utl11 +МЛ — О1> (5-5)
где t, — температура, при которой определяется скорость горения;
t, — температура, для которой известно значение скорости го-
рения данного топлива;
аи температурный коэффициент, характеризующий измене-
ние скорости горения топлива при изменении начальной
температуры заряда па 1°. Для различных составов твер-
дых топлив аи составляет 0,002—0,005.
Скорость горения большинства твердых топлив увеличивается
на 0,1—0,35% при росте начальной температуры па Г. Переход
с /н= — 40°С па Й1= + 40° С увеличивает скорость горения на 10—
92
25%, а в отдельных случаях и больше. Приведенные па рис. 5.2
кривые скорости горения для различных значений давления и на-
чальной температуры заряда хорошо иллюстрируют эту зависи-
мость.
Эрозионное горение.
Опытные данные, приводимые в
зарубежных источниках, показы-
вают, что с увеличением скоро-
сти газового потока, параллель-
ного поверхности горения заряда,
скорость горения и увеличивает-
ся до значений, превышающих ее
нормальную величину, определяе-
мую по формулам (5.2) и (5.3).
Такой режим горения называет-
ся эрозионным г о р е-
п и е м.
Основная причина этого явле-
ния состоит в том, что при омыва-
нии поверхности заряда горячи-
ми продуктами сгорания увеличи-
вается теплоотдача непрореагиро-
вавшему топливу. Усиленный под-
вод тепла к топливу интенсифи-
цирует химические реакции, бла-
годаря чему должна увеличивать-
ся скорость горения.
Приближенно скорость горения
определить по формуле
п = Uq [ 1 -|- ka
Рис. 5.2. Кривые скорости горения
в зависимости от давления для раз-
личных значений начальной темпера-
туры заряда:
/ - t - + 60сС; 2 - (н - + 2ОС, 3-1^ =
при эрозионном горении можно
(w-ж,)],
(5.6)
где «о — скорость горения при отсутствии обдува;
Аэ — коэффициент эрозии, зависящий от скорости газового по-
тока и давления в камере двигателя;
w — средняя скорость газового потока, параллельного поверх-
ности горения заряда;
wa — максимальная скорость потока продуктов сгорания, при
которой эффект эрозии пе наблюдается, так называемая
пороговая скорость.
Коэффициент эрозии для топлив с низкой температурой горения
больше, чем для топлив, имеющих высокую температуру пламени.
Для смесевых топлив эрозионный эффект проявляется значи-
тельно слабее, чем для баллистнтных. На рис. 5.3 показана зави-
симость относительного увеличения скорости горения от скорости
газового потока. Опытным путем установлено, что эрозионное го-
рение свойственно лишь началу горения. С целью ограничения эф-
фекта эрозии увеличивают проходные сечения каналов в зарядах
твердого топлива.
93
Аномальное горение. В двигателях на твердом топливе
иногда наблюдается прерывистое, состоящее из нескольких вспы-
шек с интервалом между ними от долей секунды до нескольких
секунд, неустойчивое горение, которое называют аномальным.
Причина возникновения аномального горения заключается в умень-
шении подвода тепла к ненрореагировавшему топливу. Как только
количество подводимого тепла становится недостаточным для нор-
мальною хода реакций, горение прекращается. Горение может
возобновиться, если топливный заряд прогреется и в камере будут
находиться газы воспламенителя.
Все факторы, способствующие уменьшению подвода тепла к
непрореагировавшему топливу, увеличивают возможность появле-
ния аномального горения.
Рис. 5.3. Зависимость относительного увеличения
скорости юрения от скорости газового потока
Существенное влияние на скорость горения твердых топлив
оказывает также технология производства топлива и заряда.
Прессованные баллиститные топлива имеют обычно анизотропную
структуру. В связи с этим скорость горения таких топлив в на-
правлении, параллельном направлению прессования, на 10—15%
выше, чем в перпендикулярном направлении. Скорость горения
смесевых топлив зависит от среднего размера зерна окислителя.
Уменьшение среднего размера окислителя ведет к повышению
скорости горения.
5.2. КОНСТРУКЦИЯ КАМЕРЫ ДВИГАТЕЛЯ
В камере двигателя размещаются заряд твердого топлива, вос-
пламенитель и ряд вспомогательных элементов. Камера состоит
из корпуса, соплового блока и переднего днища.
Корпус камеры является силовым элементом, воспринимающим
внутреннее давление и тепловые напряжения, которые возникают
в результате его нагрева при горении топливного заряда. Вместе
с тем он является частью корпуса ракеты и воспринимает нагруз-
ки, действующие на ракету во всех случаях ее эксплуатации.
84
Конструктивно корпус обычно выполняется в виде цилиндриче-
ской трубы. Для изготовления корпусов в настоящее время приме-
няются углеродистые и легированные стали, алюминиевые, магние-
вые и титановые сплавы и различные стеклопластики. Корпуса
могут быть литыми, штампованными и намотанными.
Литые корпуса выполняются обычно толстостенными и заодно
с передним днищем. Они используются для стартовых двигателей
и двигателей малых тяг. Их достоинство — простота изготовления,
а недостаток—-большая масса.
Штамповкой отдельных секций с последующей их сваркой из-
готовляются корпуса большого диаметра. После сварки произво-
дится дополнительная механическая обработка. По прочности
штампованные корпуса превосходят литые.
Намоткой корпуса изготовляются из стальной ленты или стек-
лопластиков Применяется лепта толщиной 0,1—0,3 мм при ши-
рине до 0,5 м Лента наматывается на специальный каркас слоями,
количество которых может достигать двадцати и более.
Стеклопластики обладают высокой удельной прочностью и
чрезвычайно низкой теплопроводностью и поэтому являются одно-
временно конструкционными и термоизолирующими материалами,
удовлетворительно работая в условиях кратковременного действия
температур порядка 2000—2500° С.
Толщина стенок корпуса зависит от давления в камере, его
диаметра и прочности материала и определяется по формуле
6
где Ро — давление в камере двигателя;
dc — диаметр камеры;
св- предел прочности материала на растяжение;
vj — коэффициент запаса прочности.
Длину корпуса камеры можно определить через объем топлива:
где VT—объем топлива вместе с бронировкой;
Дкд. св—площадь свободного поперечного сечения камеры.
Объем топлива Ут определяется в зависимости от величины
тяги, времени работы двигателя, типа топлива и давления в ка-
мере.
Масса корпуса камеры без учета теплоизоляции определится из
выражения
= -г/гЛк^Рм, (5.9)
где рм — плотность материала корпуса.
95
Заднее днище (сопловая крышка) и сопло (или сопла) обра-
зуют сопловой блок камеры, который служит для формирования
потока продуктов сгорания на выходе из камеры двигателя.
Как показывают расчеты, применение многосоплового блока
вместо одного сопла ведет к сокращению длины двигателя и сни-
жению массы соплового б тока, что является несомненным достоин-
ством, в то же время это приводит к некоторому снижению удель-
ной тяги.
Диаметр критического сечения сопла определяется по зависи-
мости
rfKp»0,5] (5.10)
где zz0—линейная скорость горепия твердого топлива при задан-
ных условиях в данном двигателе, см!сек\
S„ — полная поверхность горения заряда, см2;
р(1— рабочее давление в камере двигателя, кГ!см2.
Диаметр выходного сечения определяется в зависимости от dKP
н выбранного уширения е по формуле
(5.И)
где г =1.54-2,5— уширение сопла.
Условие безотрывного течения газов по соплу ограничивает
допустимый хгол раствора выходного конуса сопла величиной 2а=
—204-30°.
Масса соплового блока пропорциональна суммарному импуль-
су и может быть определена по зависимости
;Wc«Mc, (5-12)
где kc— коэффициент пропорциональности, Нсек;
/с — суммарный импульс, кГ-сек.
Для некоторых новейших конструкций коэффициент kn полу-
чается равным (0,94-1,2) • 10-4 Нсек", а для старых типов он со-
ставлял 2.5 10~4 1/сек.
Сопла выполняются неподвижными и поворотными. Поворот-
ные используются для управления вектором тяги. Неподвижные
сопла могут быть регулируемыми и нерегулируемыми. Регулируе-
мые сопла имеют устройства для изменения птощади критическо-
го сечения.
Па изготовление сопел идут материалы с высокой теплопровод-
ностью и высокой температурой плавления, например молибден,
графит, сплавы на основе молибдена, вотьфрама и меди. Приме-
нение этих материалов не исключает необходимости в защитных
покрытиях. Сопла к двигателям с малым временем работы (до
5—ю сек) изготовляют из малоуглеродистых сталей, обладающих
хорошей теплопроводностью и достаточной эрозионной стойкостью.
Пример конструкции сопла показан на рис. 5.4.
96
Па переднем днище, обычно в центральной его части, разме-
щается воспламенительное устройство. По периферии переднего
днища, если двигатель имеет систему отсечки, располагаются
сопла противотяги. К переднему днищу может крепиться следую-
щая ступень ракеты, приборный отсек, головная часть или носовой
обтекатель.
В большинстве конструкции передние днища выполняются от-
дельно от корпуса камеры двигателя. Днища имеют сферическую
или близкую к ней форму и изготовляются из стали. Могут изго-
товляться также из mhoi ослоп кого стеклопластика штамповкой.
В этом случае массу днища по сравнению со стальным можно
уменьшить на 30—40%.
Рис. 5.4. Конструкция сопла
1 — стальная оболочка: 2 — стсклотекстолитовая
оболочка; 3 — теплоизоляционные покрытия; 4 —
графитовый вкладыш; 5 вольфрамовое покрытие
Масса днищ может быть определена по формуле
(5.13)
где г/0— диаметр камеры двигателя;
оли — толщина стенки днища;
Рди — плотность материала днища.
Для фиксации заряда в осевом направлении, обеспечения луч-
шего его горепия и догорания частиц в камере без выброса имеет-
ся диафрагма, которая конструктивно входит в сопловой блок.
Наличие диафрагмы несколько снижает характеристики двига-
теля, так как опа является источником дополнительного внутрен-
него сопротивления и дросселирует поток 1азов.
При прочих равных условиях двигатель, не имеющий диа-
фрагмы, более перспективен. Принципиально двигатель без диа-
фрагмы возможен Крепление шашки в таком двигателе можно
осуществить при помощи специальных устройств, а выброс частиц
предотвратить за счет соответствующей конструкции сопловой
крышки.
97
5.3. ТОПЛИВНЫЕ ЗАРЯДЫ И ИХ КОНСТРУКТИВНЫЕ ФОРМЫ
При установившемся режиме работы двигателя количество сго-
ревшего в единицу времени топлива, а следовательно, и образо-
вавшихся продуктов сгорания определяется по зависимости
G = Sup, (5.14)
где G—массовый секундный расход, кг/сек-,
S—поверхность горения топливного заряда, .и2;
и — скорость горения топлива, м/сек-,
Р — плотность топлива, кг/м?.
Придавая заряду различную форму, можно в известных преде-
лах регулировать его горение.
Различают три основных вида
Рис. 5.5. График зависимости силы тяги
от времени для различных схем горения:
I — прогрессивное горение: 2 — дегрессивное го
рение: ? —горение при постоянной поверхности
горения твердых топлив:
— прогрессивное,
при котором горящая по-
верхность постепенно увели-
чивается; в этом случае си-
ла тяги двигателя также бу-
дет увеличиваться за счет
возрастания секундного рас-
хода;
— дегрессивное, ко-
гда горящая поверхность
постепенно уменьшается; си-
ла тяги также б\дет умень-
шаться;
горение при п о-
стоянкой горящей п о-
в е р х и о с т и, которая обес-
печивает постоянство секунд-
ного расхода и силы тяги.
График зависимости силы тяги от времени для различных схем
горения представлен на рис. 5.5.
Примером прогрессивного горения может служить горение с
внутренней поверхности полого цилиндрического заряда, брониро-
ванного с торцов и наружной поверхности.
Дегрессивный характер горения наблюдается при горении ци-
линдрической шашки по наружной поверхности.
Если обеспечить горение шашки по наружной цилиндрической
поверхности (дегрессивное горение) и по внутренней цилиндриче-
ской поверхности (прогрессивное горение), то можно получить
постоянное значение силы тяги в процессе работы двигателя, так
как горящая поверхность в этих условиях будет оставаться при-
мерно постоянной. В ракетных двигателях управляемых баллисти-
ческих ракет стремятся обеспечить постоянство тяги на траекто-
рии. Для удовлетворения этого, очевидно, необходимо иметь по-
стоянный секундный расход или постоянную поверхность горения.
98
Выбирая форму и поверхность горения, можно получить требуемый
закон изменения тяги двигателя во времени.
В настоящее время применяются заряды твердого топлива са-
мой разнообразной конфигурации. Но, несмотря иа многообразие
форм зарядов, их можно объединить в две группы:
Рис. 5.6. Заряд, горяшпй
с торца:
/ — бронировка 2 — поверх-
ность горения
— заряды, горящие с торца;
— заряды, горящие по боковой поверх-
ности.
В случае торцового горения, которое
называют еще сигаретным, наружная по-
верхность заряда покрывается специальным
составом, или бронируется (рис. 5.6). Та-
кой заряд имеет постоянную поверхность
горения S, что обеспечивает постоянство
секундного расхода топлива. Однако подоб-
ные заряды характеризуются малой скоро-
стью газообразования и поэтому могут при-
меняться только для двигателей с малой
тягой, рассчитываемых на большое время
горения.
Для большинства ракетных двигателей применяются заряды с
поверхностью горения, образованной каналами различной формы.
На рис. 5.7, а показаны формы топливных цилиндрических заря-
а
6
Рис. 5 7. Некоторые схемы топливных зарядов.
с —с внутренними поверхностями горения; б —с внешними и смешанными
поверхностями горения
дов, бронированных по наружной поверхности. Горепие зарядов
такой формы происходит только по внутренней поверхности. По-
ложительным качеством этих конструктивных форм зарядов яв-
ляется то, что при работе двигателя стенки камеры защищены от
воздействия высоких температур самим же топливом.
На рис. 5.7, б изображены формы зарядов с внешними боковыми
99
и смешанными поверхностями горения. В ряде случаев бронирова-
ние заряда производи ся не по всей поверхности, а по части ее
длины. Комбинируя бронированные и небронированные участки,
можно влиять на закон вьп орания топлива.
Широкое распространение в зарубежных РДТТ получили одно-
канальные заряды со щелями (пропилами) небольшой ширины
(рис. 5.8, а). Подбором числа щелей и их относительной длины
можно добиться малого изменения поверхности горения шашки.
Компенсации прогрессивности формы трубчатого бронированного
заряда можно добиться также приданием части внутреннего ка-
нала конической формы (рис. 5.8,6).
Рис. 5.8. Топливные заряды с постоянной по-
верхностью горения:
а — щелевой заряд; б — трубчатый заряд с компен-
сационным конусом
рис. <5.9. (Лема образо-
вания остатков топлива
При выборе формы топливного заряда большое значение при-
дается той доле топлива, которая остается в конце горения после
разрушения заряда и не принимает участия в создании силы тяги.
Доля нссгоревших остатков оценивается так называемым коэф-
фициентом остатка, который представляет собой отношение пло-
щади поперечного сечения топливного заряда после выгорания па
глубину emin (рис. 5.9) к площади поперечного сечения камеры двп
гателя:
Ь ______ ост
"ост Г.-
' к. д
(5.15)
где /—число несгорсвших остатков;
/ост — площадь поперечного сечения одного остатка;
ДКд — площадь поперечного сечения камеры двигателя.
При выборе формы топливного заряда стремятся обеспечить
как можно меньшее значение коэффициента остатка. Приемлемой
величиной /гост зарубежные специалисты считают не более 0,03.
Важной характеристикой формы заряда является степень
заполнения зарядом объема камеры двигателя, под которой
109
понимают отношение массы топлива т к объему камеры двига-
теля 1к.д;
(5-16)
v К. д
Иногда степень 'заполнения зарядом объема камеры характе-
ризуют коэффициентом заполнения поперечного сечения
камеры
£о = тЭ-, (5.17)
1 к. д
Рис. 5.10. Секцион-
ный топливный заряд
счёт постановки в
где Sn — начальная площадь поперечного сечения заряда.
Из рассмотренных форм топливных заря-
дов наибольший коэффициент заполнения по-
перечного сечения камеры имеет сплошной ци-
линдрический заряд, где е0= 1. Высокое значе-
ние коэффициента заполнения поперечного
сечения камеры имеют также цилиндрические
заряды с каналом в виде звезды, для которых
бо = О,7 : 0,8 и более.
Топливные заряды выполняются монолит-
ными, секционными, блочными и составными
(сборными).
Монолитные заряды изготовляются путем
отливки либо в специальные формы, либо не-
посредственно в камеру двигателя. Необ-
ходимая форма канала заряда получается за
отливочную форму профилированных стержней, извлекаемых по-
сле затвердевания заряда. Отливка в специальных формах обес-
печивает возможность получения точной массы (веса) заряда, а
также требуемой формы и размеров. Отливка же непосредственно
в камеру двигателя снимает сложную технологическую опера-
цию— снаряжение двигателя.
Недостатком монолитных зарядов является возможность появ-
ления в них внутренних трещин, которые возникают при хранении
заряда в условиях переменных температур, а также от действия
на него внутреннего давления и сил инерции.
Секционные заряды (рис. 5.10) изготовляют также методом
отливки.
Составные заряды собираются из готовых элементов, которые
изготовляются заранее и каждый в отдельности. Комбинации эле-
ментов позволяют собирать топливные заряды различного размера
и формы. Стандартизованные элементы называют модулями.
Для бронирования поверхности зарядов из баллиститпого топ-
лива применяют ацетат или этилцеллюлозу. а для смесевого на
полисульфпдной основе.— синтетический каучук в смеси с сажен,
.пластификаторами и вулканизирующими добавками.
101
5.4 ТЕПЛОВАЯ ЗАЩИТА ОСНОВНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ КАМЕРЫ
ДВИГАТЕЛЯ
Высокие скорости движения продуктов сгорания по камере и
соплу и их высокая температура приводят к интенсивной передаче
тепла от газа стенкам камеры двигателя. Кроме теплового воздей-
ствия, движение твердых частиц с высокой скоростью оказывает
эрозионное воздействие на конструктивные элементы камеры дви-
гателя.
Допускаемое время работы двигателя без тепловой защиты
крайне мало: от нескольких десятых долей секунды до нескольких
Рис. 5.11. Зависимость предельного вре-
мени работы двигателя без тепловой за-
шиты от диаметра камеры двигателя, ра-
бочего давления и температуры горения
топлива:
---------Г„ - 26ОТ°С:----------та - 2000°С
секунд. Основными фактора-
ми, определяющими пре-
дельное время работы дви-
гателя, являются: диаметр
камеры, коэффициент тем-
пературопроводности мате-
риала и давление в камере
двигателя. На рис. 5.11 при-
ведена зависимость времени
работы двигателя без тепло
вой защиты от диаметра ка-
меры d, рабочего давле-
ния ро и температуры горе-
ния топлива Та.
Жидкостное охлаждение
двигателей на твердом топ-
ливе считается нецелесооб
разным из-за технической
сложности, поэтому в них
применяется тепловая за-
щита (пассивная или активная), которая обеспечивается покры-
тиями из специальных материалов.
Пассивная тепловая защита обеспечивается термостойкими по-
крытиями из материалов, сочетающих высокую температуру плав-
ления с низкой температуропроводностью и достаточной стойко-
стью к эрозионному воздействию В качестве материалов для та-
кого рода покрытий могут применяться тугоплавкие металлы (мо
либден, вольфрам, тантал, ниобий и др.) или металлокерамика
(окись алюминия А12О3 и окись циркония ZrO2, нитрид бора BN,
карбиды вольфрама, кремния и др.).
Металлические покрытия лучше, чем металлокерамические,
снижают тепловой поток, по плохо сопротивляются эрозии. При
относительно коротком времени работы тугоплавкие покрытия мо-
гут успешно противостоять нагреву до 3000° С.
Активная тепловая защита основана на поглощении значитель-
ной доли подводимого к поверхности тепла при разрушении и
уносе материала покрытия. Покрытия такого типа называют аб-
102
лнрующнмн *. Теплоизолирующие материалы, подвергающиеся
абляции, должны иметь малую теплопроводность, высокую теп-
лоту абляции, обеспечивать большое газообразование и обладать
хорошей сопротивляемостью к эрозии.
Активные покрытия делятся на покрытия с поверхностным и
внутренним уносом вещества. Первая группа покрытий объеди-
няет сублимирующие материалы и полимеры, которые разлагают-
ся без образования обугленного слоя. Эти покрытия состоят из
минеральных солей (сублимирующий материал) и органической
связки. Покрытие такого типа применено в снаряде «Онест Джон».
Полимеры типа каучуковой изоляции применены в качестве тепло-
защитного материала в двигателе ракеты «Минитмен».
Ко второй группе относятся материалы, состоящие из нераз-
рушающсгося компонента (структуроносителя) и уносимого ком-
понента, являющегося теилопоглотителем. Наибольшее распро-
странение получили армированные пластмассы (обычно на основе
фенольных, кремнийорганических и других смол с наполнителями
из кварцевого волокна и других веществ).
Толщина теплоизоляционною покрытия при абляции зависит
от времени работы двигателя и может быть определена по зависи-
мости
йп = «а'с, (5.18)
где иа—линейная скорость абляции, т. е. скорость перемещения
аблирующей поверхности в глубь материала;
т—полное время работы двигателя.
Наиболее теплопапряжепиым элементом конструкции камеры
двигателя является сопло. Для понижения теплопапряжеппостп
деталей сопел их изготовляют из материалов с высокой теплопро-
водностью и высокой температурой плавления. Широко распро-
страненными материалами в зарубежном ракетостроении являются
молибден, графит, сплавы на основе молибдена, вольфрама и др.
Применение этих материалов не исключает необходимости в за-
щитных покрытиях.
Графитовые детали сопла защищают слоем карбида кремния,
а также покрывают слоем вольфрама, наносимого методом плаз-
менного напыления. Такое сопло надежно работает до темпера-
туры газов не выше 3000° С. Для вкладышей применяют пироли-
тический графит (пнрографит).
Толщина теплоизоляционных покрытий на некоторых участках
корпуса камеры двигателя, на переднем и заднем днищах, а также
в сопле может доходить до нескольких десятков миллиметров. По
мере увеличения удельной прочности материала камеры двигателя
и уменьшения расчетного давления роль теплоизоляционных по-
* Термин «абляция» обобщает совокупность различных явлений, возникаю-
щих при нагреве, термическом разложении и последующем уносе вещества с по-
верхности твердого тела, омываемого горячим газовым потоком [1].
103
крытий в весовом балансе возрастает, что вызывает необходимость
применения наиболее эффективных теплоизоляционных материа-
лов.
5.5. ЗАПУСК И ВЫКЛЮЧЕНИЕ ДВИГАТЕЛЕЙ
Запуск и выключение двигателя являются наиболее сложными
стадиями его работы. Основное требование к запуску двшатсля
заключается в обеспечении надежного и плавного выхода наоснов-
1
Рис. 5.12. Конструкция
пиропатрона:
/ — токопроводящий элек-
трод: 2 — изолятор; 3 — по-
роховая мякоть: 4 —пиро-
зэряд: э — мембрана (из
фольги); 6 - нить накали-
вания
ной режим работы.
Воспламенение основного заряда осуще-
ствляется за счет сжигания в камере до-
полнительного заряда, помещаемого в вос-
пламенителе. Масса заряда воспламени-
теля зависит от размеров заряда твердого
топлива, его конструкции, а также первона-
чального свободного объема в камере. Ори-
ентировочно массу заряда воспламенителя
можно определить по зависимостям
. 16 | (5.19)
где S,— начальная поверхность горения за-
ряда:
А—пчотность заполнения камеры топ-
ливом;
= (1,5-4-2,0) VCB, (5.20)
где 1лсв — свободный объем камеры двигателя.
В качестве топлив для воспламенителей используются черный
порох, двухосновные топлива, топлива па основе перхлората ам-
мония и др.
Воспламенитель обычно состоит из двух частей: пиротехниче-
ского заряда, размещаемого в герметическом корпусе, и пиропат-
рона (рис. 5.12), обеспечивающего поджиг заряда. Воспламенители
устанавливаются на переднем днище, в сопле и в канале заряда
Воспламенение топливных зарядов возможно также посред-
ством впрыска в камеру двигателя самовоспламеняющихся жид-
костей. Однако при таком способе резко возрастает время за-
держки воспламенения и наблюдаются большие выскокп давления.
В настоящее время применяются два метода выключения (от-
сечки тяги): нейтрализацией действия тяги п гашением горящею
заряда твердого топлива.
Первый метод заключается в том, что в определенный момент
времени создается тяга, имеющая направление, обратное нормаль-
но действующей тяге. Если такая обратная тяга будет равна по
величине действующей, то результирующая тяга, действующая i а
104
ракету, будет равна нулю, что равное»тыю выключению двига-
теля.
На рис. 5.13, а изображена схема нейтрализации тяги с помо-
щью реверсивных сопел. Во время работы двигателя реверсивные
Рис. 5.13. Схемы нейтрализации тяги:
а —с помощью реверсивных сопел; б —с помощью спойлеров, / — реверсивные
сопла,- 2 — спойлеры
сопла перекрыты и истечение продуктов сгорания происходит
только через основное сопло. Когда же надо прекратить действие
тяги на ракету, открываются реверсивные сопла,
которые и создают тягу, равную основнон по
величине, по противоположную по направлению.
Действие тяги прекращается через 50 мсек, что
позволяет регулировать конечную скорость ра-
кеты с точностью 10 м!сек [48].
Другой разновидностью нейтрализации дей-
ствия тяги является применение специальных
спойлеров (рис. 5.13,6). При поднче команды
на спойлеры они поворачиваются вокруг своей
оси и отклоняют газовую струю на 90°. Преиму-
щество такого способа выключения — обеспече-
ние плавного понижения тяги двигателя, однако
спойлеры подвержены сильной эрозии и тре-
буют мощных силовых установок для приведе-
ния их в действие, что связано со значительным
утяжелением ДУ.
Второй метод выключения двигателя осно-
ван на полном прекращении горения заряда.
Прекратить горение заряда можно двумя спо-
собами.
Па рис. 5.14 показана конструктивная схема
Рис. 5.14 Схема
гашения заряда
впрыском жидко-
сти
гашения пламени и полного прекращения горе-
ния путем подачи па горящую поверхности жидкости. Опытным
путем установлено, что для прекращения горения заряда массой
около 1 т требуется примерно 11 л воды
Наиболее простым и эффективным способом прекращения го-
рения заряда следует считать способ, основанный на быстром сни-
жении давления в камере двигателя. Опытным путем было обна-
105
ружено, что существует критическая величина скорости пониже-
ния давления в камере (dpjdt}^, обеспечивающая окончательное
прекращение горения. Величина (dpjdt)KF зависит от состава топ-
лива и рабочего давления в камере двигателя. Так, для смесевого
топлива на основе перхлората аммония и сополимера бутадиена
(dpldt)^ при рабочем давлении в камере 38 ата составляет
5200 атм!сек. С ростом давления в камере двигателя величина
(dpfdt)кр также увеличивается.
Принципиальная схема устройства, обеспечивающего сброс дав-
ления из камеры двигателя, проста. В корпусе камеры имеются
окна, расположенные по ее боковой поверхности. При работе дви-
гателя эти окна закрыты. В требуемый момент окна открываются
и через них стравливается давление с требуемой скоростью. Такой
способ выключения двигателя обеспечивает фиксацию скорости ра-
кеты с точностью до 6—7 м/сек.
Рассмотренные методы выключения двигателей на твердом топ-
ливе, естественно, не охватывают всех существующих в настоящее
время вариантов. Возможна и комбинация различных методов.
5.6. РЕГУЛИРОВАНИЕ ТЯГИ ПО ВЕЛИЧИНЕ И НАПРАВЛЕНИЮ
1. Регулирование тяги по величине
Система регулирования величины тяги ракетного двигателя на
твердом топливе должна решать две основные задачи: изменять
Рис. 5.15. Сечение заряда, обеспечивающего две ступени
тяги, и график двухступенчатого закона изменения тяги:
а — поперечное сечение заряда; б — график двухступенчатого
закона изменения тяги; /—топливо с высокой скоростью горе-
ния, 2 — топливо с низкой скоростью горения
величину тяги во времени по определенной программе и поддер-
живать необходимую величину тяги независимо от случайных фак-
торов, вызывающих ее изменение.
Регулирование величины тяги можно достичь соответствующим
выбором характеристик твердого топлива и геометрии заряда.
Наиболее простым законом изменения тяги во времени является
двухступенчатый закон, соответствующий стартовому и маршево-
му режимам двигателя.
106
На рис. 5.15,а показан заряд, состоящий из двух различных
топлив с разными скоростями горения. Внутренний слой имеет
высокую скорость гореиия и обеспечивает стар’говый режим ра-
боты двигателя, периферийный — медленно горящий, обеспечивает
маршевый режим, для которого характерно большое время работы
двигателя при низкой тяге (рис. 5.15,6).
Значительно сложнее поддерживать необходимую величину
тяги независимо от случайных факторов. Основным фактором,
обусловливающим непостоянство величины тяги, является зависи-
мость скорости горения
топлива от начальной тем-
пературы заряда (изме-
нение скорости горения
топлива приводит к изме-
нению секундного расхо-
да G, а следовательно, и
величины тяги). Для не-
которых топлив измене-
ние начальной темпера-
туры топливного заряда
на 50G С изменяет тягу
па 30%.
Как следует из фор-
мулы тяги (Р —Gx’a при
Ра = Ри), величину тяги
можно регулировать, из-
меняя секундный расход
топлива G или скорость
истечения газов ы’а.
В настоящее время
рассматриваются три воз-
Рис. 5.16. Регулируемые сопла:
а — предварительно настраиваемое, б — авгорегули-
русмос; 1 — втулка; 2 — центральное тело; -3—винт;
4 — грибок; 5 — пружина
можных метода изменения величины тяги: изменением площади
критического сечения сопла FKP, возбуждением в камере двига-
теля ультразвуковых колебаний газов, вводом в камеру жидко-
сти.
Изменение величины РКр приводит к изменению скорости &’а.
Площадь критического сечения сопла Fi;p можно изменять путем
перемещения вдоль оси сопла центрального профилированного
тела (рис. 5.16,о). Перед стартом центральное тело перемещается
вдоль втулки 1 путем навинчивания его на винт 3. На винте нано-
сятся риски, определяющие величину площади критического сече-
ния сопла.
Центральное тело может перемещаться и автоматически
^рис. 5.16,6). В таком сопле грибок находится с одной стороны
род действием сил давления газов, а с другой — силы пружины.
Пружина оттарирована таким образом, что при изменении давле-
ния в камере двигателя грибок передвигается, изменяя площадь
критического сечения сопла.
107
Перемещение грибка можно осуществлять принудительно с по-
мощью специального привода. В этом случае FKl> может изменять-
ся в соответствии’ с любым законом регулирования.
Второй метод изменения тяги основан па том, что скорость го-
рения твердого топлива увеличивается, есчи на горящую поверх-
ность воздействовать колебаниями высокой частоты. Меняя харак-
тер колебаний, можно воздействовать па скорость горения, а сле-
довательно, па расход топлива и тягу. В качестве источника ко-
лебаний может быть использован генератор высокой частоты,
работающий на сжатом газе.
Можно также воздействовать па величину тяги вводом в ка-
меру двигателя жидкости. В этом случае изменяется не только
расход газа G, но и его параметры. Недостаток метода — наличие
на борту ракеты жидкого компонента.
Кроме рассмотренных методов регулирования величины тяги,
возможно также поддержание постоянства тяги путем обеспечения
постоянной температуры заряда за счет гермостатироваппя двига-
тельной установки.
2. Регулирование тяги по направлению
Ракета может выполнять маневр относительно осей стабилиза-
ции и изменить траекторию полета только при условии, если к ней
будет приложена сила, направленная под утлом относительно по-
ложения касательной к траектории. Составляющая этой силы, на-
правленная по нормали к траектории, называется управляющей
СИЛОЙ Кущ,.
Управляющая сила может быть создана следующими спосо-
бами:
— газоструйными пластинчатыми или кольцевыми рулями (де-
флекторами) ;
— поворотом струи газов, истекающих из камеры;
— искусственным дифферентом тяги;
— газодинамическим отклонением струи.
Рассмотрим эти методы более подробно.
Пластинчатые газоструйпые рули находятся в потоке газов с
момента запуска двигателя до конца его работы. Для управления
ракетой по тангажу, рысканию и крепу необходимо иметь две
пары рулей, расположенных в двух взаимно перпендикулярных
плоскостях. Эти рули вызывают большие потери па сопротивление,
что приводит к потере тяги. Кроме того, они интенсивно обгорают,
чему способствуют твердые частицы, содержащиеся в продуктах
сгорания (рис. 5.17,0,6).
От этих недостатков в значительной степени свободны кольце-
вые рули (дефлекторы), которые представляют собой централь-
ную часть сферы (шара), вырезанную симметрично диаметру
108
(рис. 5.17,в). Это кольцо может поворачиваться в истекающей
струе, за счет чего и создастся
Дефлекторы находятся в
потоке газов только в те-
чение времени, необходимого
для создания управляющих
усилий, вследствие чего они
не подвержены большой эро-
зии. Но при использовании
дефлекторов велики потери на
лобовое сопротивление.
Поворот струи газов может
быть осуществлен поворотны-
ми соплами (рис 5.18) и
верньерными двигателями. Уп-
равляющая сила Уупр возни-
кает при повороте сопла па
некоторый угол. Преимуще-
ство этого метода — относи-
тельно небольшие потери тяги,
недостаток - трудность созда-
ния герметичных уплотнений,
препятствующих утечке газа в
области разреза сопла. Для
регулирования направления
тяги настоящий метод может
быть использован только в
управляющее усилие.
Рис. 5.17. Схемы газоструйцых и коль-
цевых рулей;
д, б — газоструйныс рули; в — кольцевой
руль (дефлектор); — обгораемый учас ок
двигателе с несколькими соп-
лами или в пакете камер.
Верньерные двигатели уста-
навливаются обычно в хво-
стовой части ракеты рядом
с основным двигателем и кре-
пятся на шарнирах. Поворот
их осуществляется специаль-
ными приводами, связанными
с системой управления ра-
кеты
Суть метода искусственно-
го дифферента тяги заклю-
чается в том, что два сопла
(или несколько сопел) с регу-
лируемой по величине тягой
располагаются симметрично
продольной оси ракеты. Если
Рис. 5.18. Схема устройства и дей-
ствия поворотного сопла
величину тяги одного сопла увеличить на ДР, а симметрично рас-
положенного уменьшить па такую же величину, то возникнет мо-
мент, который и заставит повернуться ракету в заданном направ-
109
лении. Достоинством такой системы является отсутствие дополни-
тельных регулирующих устройств» так как для отклонения век-
Рис. 5.19. Создание управляю-
щей силы при вводе жидко
сти илп газа в сверхзвуковую
часть сопла:
а — схема впрыска; б — схема рас-
пределения давления
тора тяги используются те же эле-
менты, что и для регулирования тяги
по величине. Недостаток—необходи-
мость установки сопел под некоторым
углом к оси ракеты, что вызывает по-
тери тяги.
Метод газодинамического отклоне-
ния струи основан па том, что ввод
постороннего вещества в сверхзвуко-
вую часть сопла (рис. 5.19) вызы-
вает появление скачка уплотнения,
за которым давление будет больше,
чем перед скачком. Таким образом
появится управляющая сила Уупр,
стремящаяся повернуть ракету. Как
следует из иностранных источников,
для ввода в сопло могут использо-
ваться газы, забираемые из основной
камеры, жидкости (фреон, азотная
кислота и др.) и воздух из атмо-
сферы, если ракета летит в плотных
слоях.
Необходимо заметить, что рассмо-
тренные методы регулирования тяги и
по величине и по направлению могут
быть применены комбинированно как на ракете в целом, так и на
отдельных ее ступенях.
Глава 6
РАКЕТНЫЕ ТОПЛИВА
6.1 ОСНОВНЫЕ ПОНЯТИЯ. КЛАССИФИКАЦИЯ
Ракетное топливо — вещество или совокупность веществ,
являющихся источником энергии и рабочего тела для РД.
Существуют: химическое ракетное топливо, исполь-
зуемое в ЖРД, РДТТ, ГРД и др.; ядер ное ракетное топ-
ливо — для ЯРД.
Все существующие РД работают на химическом топливе, ис-
пользование ядерпого ракетного топлива только разрабатывается.
Рассмотрим подробнее химическое ракетное топливо.
В зависимости от агрегатного состояния они подразделяются
на жидкие и твердые. Промежуточную группу составляют топлива
смешанного состояния, так называемые гибридные топлива.
Жидкие ракетные топлива по условиям подачи их в камеру
двигате. я делят на топлива раздельной подачи и унитарные.
Топлива раздельной подачи могут быть двух- и трехкомпонент-
ные. Наиболее широкое применение нашли двухкомпонентные топ-
лива, у которых горючее и окислитель размещаются в отдельных
баках и в камеру двигателя подаются раздельно. Достоинства
этих топлив — возможность регулирования процесса горения, воз-
можность применения одного из компонентов в качестве охлаждаю-
щей жидкости и, наконец, их сравнительная безопасность при хра-
нении и в обращении. Недостаток — усложнение конструкции дви-
гательной установки.
Двухкомпонентные топлива делят на высококипящие и нпзко-
кипящие. К высококипящим относятся топлива, компоненты кото-
рых (горючее, окислитель) имеют температуру кипения выше
25° С в условиях эксплуатации.
К низкокипящим относятся компоненты топлива, для которых
температура кипения ниже 25° С.
Хранение компонентов топлива в стационарных емкостях или
в баках ракеты под небольшим давлением, допускаемым прочно-
111
стью конструкции (обычно, единицы атмосфер), позволяет экс-
плуатировать некоторые компоненты топлива с невысокой темпе-
ратурой кипения, например четырехокись азота, как высококипя-
щий компонент.
Унитарные топлива разделяются на два класса: топлива, со-
стоящие из единственного химического вещества, и топлива, со-
ставленные из двух (иногда и большего числа) жидких веществ,
растворенных друг в друге. Существенным недостатком унитарных
топлив является то, что при определенном составе они взрыво-
опасны.
Другим признаком классификации жидких топлив является
разделение их на самовоспламеняющиеся п нссамовоспламеняю-
щиеся (принудительного воспламенения). Топлива, которые вос-
пламеняются при соединении окислителя с горючим даже при ми-
нусовых температурах, называют самовоспламеняющимися.
Твердые ракетные топлива делятся на два класса: баллистит-
пые и смесовые.
Баллиститные топлива представляют собой твердые растворы
органических веществ, молекулы которых содержат горючие и
окислительные элементы. Эти топлива называют также порохами,
коллоидными топливами, двухосновными топливами.
Смесовые твердые топлива —это механические смеси горючих
и окислительных элементов, находящихся в раздельных фазах.
В гибридных топливах один из компонентов находится в жидком
состоянии, другой — в твердом. Эти топлива сочетают в себе ряд
достоинств топлив раздельной подачи, унитарных и твердых топ-
лив. Например, плотность гибридных топлив может быть выше,
чем у жидких раздельной подачи; эти топлива позволяют полу-
чить более высокие значения удельной тяги, чем твердые топ-
лива.
6.2 ТРЕБОВАНИЯ К РАКЕТНЫМ ТОПЛИВАМ
Прежде всего топливо должно обеспечивать достижение раке-
той заданной дальности полета при минимальной ее массе, а так-
же надежную эксплуатацию ракеты в самых разнообразных усло-
виях. Исходя из этого, к топливам предъявляются весьма разно-
образные требования.
Основные из них сводятся к следующим:
— топливо при сгорании в камере двигателя должно обеспе-
чивать получение возможно большей удельной тяги;
— топливо должно иметь возможно большую плотность (удель-
ный вес). Действительно, как эго следует из формулы К. Э. Циол-
ковского
^Kniax=^A.",nT^7’ (61)
112
чем выше значение удельной тяги, тем при прочих равных усло-
виях больше скорость ракеты в конце работы двигателя, а следо-
вательно, и больше дальность ее полета.
Удельная гяга в зависимости от типа топлива, степени расши-
рения газов в сопле и совершенства организации процесса в ка-
мере двигателя определяется по форме ле
^-1,41177^;, (6.2)
где Ни— теплопроизводителыюсть топлива, дж!кг\
—термический КПД, учитывающий ту долю тепла, кото-
рая преобразуется в кинетическую энергию газов па
выходе из сопла:
"6д—КПД, учитывающий потери па диссоциацию.
Большие величины удельной тяги, как это видно из приведен-
ной формулы, будут достигнуты, во-первых, при использовании
топлива с большой теплоироизводптелыюстью Ни, во-вторых, при
хорошей организации процесса расширения (характеризуется
коэффициентом т1Т) и, наконец при снижении потерь на диссоциа
цию продуктов сгорания.
Более высокая плотность топлива при данной его массе позво-
ляет уменьшить габариты и массу топливных баков (камеры дви-
гателя для РДТТ) и увеличить коэффициент заполнения ракеты
топливом рк, что при прочих равных условиях обеспечит ракете
большую дальность полета.
Таким образом, основные требования к топливам можно сфор-
мулировать в следующем виде: большой запас химической энер-
гии, хорошие термодинамические свойства продуктов сгорания и
высокая плотность.
Другими наиболее важными требованиями, выполнение кото-
рых диктуется необходимостью упрощения конструкции ДУ и усло-
виями ее эксплуатации, считаются следующие:
1. Хорошие охлаждающие свойства хотя бы одного из компо-
нентов, т. е. достаточная теплсвоспринмчивость:
Q=C(7,;H„ Л.), (6.3)
где с—теплоемкость компонента;
Лип— температура кипения компонента при давлении в рубаш-
ке охлаждения;
7Н — температура компонента при входе в рубашку охлажде-
ния.
2. Возможно меньшая в широком интервале температур вяз-
кость компонентов при минимальном изменении вязкости (по воз-
можности одинаковое для обои;-: компонентов) с изменением тем-
пературы.
3. Легкое и быстрое сгорание в камере двигателя, не приводя-
щее к взрывному горению— детонации.
5-622
113
4. Малый период задержки воспламенения, т. е легкое и безот-
казное воспламенение. Для самовоспламеняющихся топлив период
задержки воспламенения не должен превышать 0,02—0,03 сек.
5. Неагрессивпость компонентов по отношению к конструкцион-
ным материалам.
6. Химическая и физическая стойкость компонентов топлива,
обеспечивающая длительное их храпение.
7. Нечувствительность к механическим и тепловым воздей-
ствиям, достаточная для безопасною обращения при запуске дви-
гателя.
8. Нетоксичность.
9. Температура застывания компонентов жидкого топлива не
выше —40 ч 60° С, а температхра кипения не ниже
+ 80 ч- +100° С.
К твердым топливам предъявляются, кроме того, спецпфи шые
требования, а именно:
1. Устойчивое ь горения при минимально возможном давлении.
2. Высокая механическая прочность заряда, исключающая его
разрушение под воздействием давления в камере двигателя и инер-
ционных нагрузок.
3. Постоянство скорости горения твердого топлива в широком
температурном диапазоне. Это обеспечит постоянство значении
основных параметров двигательной установки при различных тем-
пературах пуска.
4. Достаточная эластичность твердого топлива, позволяющая
исключить появление в нем трещин при расширении или сжатии
стенок камеры двигателя от’изменения температуры.
Кроме пере шелеппых требовании, необходимо отметить и та-
кие, как небольшая стоимость топлива, нес южная, безопасная и
экономичная технология изготовления топлива.
В настоящее время не существует такого топлива, которое пол-
ностью удовлетворяло бы всем требованиям. Поэтому из большого
числа химических соединений выбираются такие комбинации, ко-
торые при заданных условиях работы двигателя способ 1ы дать
наилучшие результаты.
6.3. ЖИДКИЕ РАКЕТНЫЕ ТОПЛИВА
1. Соотношение компонентов тот ива
Для полного сгорания данного количества горючего требуется
теоретически вполне определенное наименьшее количество окисли-
теля. Следовательно, между компонентами топлива, поступающи-
ми в камеру двигателя, должно устанавливаться определенное
соотношение.
Стехиометрическим называется такое соотношение между ком-
понентами, при котором в топтиве имеется количество окислителя,
минимально необходимое для полного окисления горючего. Это
114
соотношение характеризуется стехиометрическим коэффициентом
Ко. который показывает, сколько килограммов окислителя требует-
ся для полного окисления 1 кг горючего.
На практике в камеру двшатсля компоненты топлива подаются
в ином соотношении, чем это требуется для теоретически полного
сгорания. Количество окислителя,
действительно подаваемого в каме-
ру двигателя на 1 кг горючего, на-
зывается действительным соотно-
шением компонентов топлива и ха
растеризуется коэффициентом к,
который определяется из выражения
(6-4)
где Go—секундный расход окисли-
теля, кг!сек',
Gr—секундный расход горю-
чего, кг/сек.
Отношение действительного со-
отношения компонентов топлива к
к стехиометрическому к называет-
ся коэффициентом избытка окисли-
теля и обозначается а:
* = (б-5)
Ракетные двигатели, как пра-
вило, работают на топливах при
коэффициенте избытка окислителя,
меньшем единицы. Это объясняется
тем, что при а<1 двигатель разви-
вает наибольшую удельную тягу'
(рис. 6.1). Увеличение удельной
тяги происходит вследствие следу-
ющих причин.
Во-первых, при коэффициенте
избытка окислителя, меньшем еди-
ницы, уменьшаются потери тепла
Рис. 6.1. Зависимость теоретиче-
ской уде; ы ой тяги i екоторых
топлив от а при раз ичпы.х дав-
лениях в камере двигателя
1 — керосин + 96%-ная азотная кис-
лота; 2 — керосин + жидкий кислород
на диссоциацию продуктов сгорания Во-вто ых, при а<1 обра-
зуются продукты сгорания с малым молекулярным весом (газо-
образный водород и другие легкие газы), а следовательно рас ет
газовая’постоянная /?. Й, наконец, при а<1 улуч чаются условия
для смешения компонентов топлива, так как чем больше отли-
чается состав топливной смеси от стехиометрического, те i легче
осуществить перемешивание и получить стехиометрический состав
смеси для компонента, находящегося в недостатке. В результате
увеличивается полнота сгорания и, следовательно, повышается
б*
115
удельное тепловыделение топлива, что в совокупности с предыду-
щими факторами увеличивает удельную тягу двигателя.
Но при сжигании горючего с недостатком окислителя в про-
дуктах сгорания остается несгоревшип компонент и теряется не-
производительно часть горючего. Поэтому уменьшение окислителя
в топливе относительно стехиометрического имеет рациональный
предел. В современных двигателях оптимальное значение коэффи-
циента яопт находится в пределах 0,7- 0,9.
2. Окислители
Применяемые в настоящее время окислители разделяются на
следующие группы:
— аз от но кислотные: азотная кислота н се смеси с окис-
лами азота;
кислородные: жидкий кислород и его соединения;
— ф т о р н ы е: фтор, фториды кислорода и хлора, окись фтора
и другие его соединения.
А з о т п о к и с л о т п ы е окислители. Основным представи-
телем этой группы является азотная кислота HNO3, Химически чи-
стая азотная кислота — бесцветная ядовитая гигроскопическая
жидкость, дымящаяся на воздухе, с сильно раздражающим за-
пахом.
Основные данные азотной кислоты
100%-ной концентрации
Плотность при температуре 15-у-20е С. . . . 1,51 103 кг/.м3
Температура кипения........................ +86° С
Температура замерзания .................... —41,6е С
Чистая азотная кислота содержит 76% кислорода, что делает
ее мощным окислителем. При нагревании выше 1000° С она раз-
лагается по уравнению
2HNO3 -> Н2О + N, + 2,50.,.
Окислительное действие сс основано на использовании выде-
ляющегося при разложении кислорода. Непосредственно па окис-
ление горючего идет 63,5% веса химически чистой азотной кис-
лоты.
Однако HNO3 100%-ной концентрации химически неустойчива
и довольно быстро разлагается даже при комнатной температуре.
По этой причине применение ее в качестве окислителя затруднено.
В ракетных топливах используется техническая азотпая кис-
лота. которая содержит 2 — 4% воды, а также окислы азота, при-
дающие ей окраску от желтой до красно-бурой. Основными поло-
жительными свойствами азотной кислоты являются сравнительно
116
большая плотность, высокая температура кипения и приемлемая
температура замерзания.
Азотная кислота обладает и недостатками. Пары ее ядовиты,
а прп попадании па кожу она вызывает тяжелые ожоги. Работа
с ней требует принятия мер предосторожности.
Азотная кислота весьма агрессивна по отношению к металлам
и другим конструкционным материалам.
Азогная кислота легко испаряется и имеет склонность к само-
произвольному разложению, которое идет по уравнению
2HNO3 -> N,O_, 4- Н2О -> 2NO2 + Н2О 4- 0,5О2
с образованием воды, окиси азота и газообразного кислорода. Это
обстоятельство вызывает необходимость в емкостях для хранения
делать дыхательные клапаны илп периодически стравливать из
них давление.
Для улучшения свойств азотной кислоты как окислителя к ней
добавляются различные присадки. Они могут вводиться для повы-
шения теплотворной способности топлива, повышения ее птотно-
сти, уменьшения агрессивности, повышения активности по отноше-
нию к горючим и, наконец, для снижения температуры замерзания.
В качестве присадок применяют кислородные соединения азота,
например Х2О4 — четырехокпсь и NO2— двуокись азота, а также
серную кислоту и другие вещества.
Четырехокпсь азота N2O4 — богатый кислородом окисел, при-
менение которого в качестве окислителя затруднено из-за высокой
температуры замерзания (—11.2° С) и низкой температуры кипе-
ния ( + 2ГС). Введение четырехокисп в азотную кислоту увеличи-
вает теплотворную способность топлива, понижает температуру
замерзания, повышает стабильность прп хранении (по сравнении
с азотной кислотой), плотность смеси получается больше, чем каж-
дого из составляющих компонентов.
Вместе с тем введение четырехокисп азота снижает темпера-
туру кипения смеси по сравнению с азотной кислотой, что ухуд-
шает эксплуатационные свойства окислителя. В практике нашли
применение смеси, в которых содержание окислов азота находится
в пределах 15—30%. Для снижения коррозионной активности азот-
нокислых окислителей в них вводят ингибирующие добавки. Та-
кими добавками могут быть серная, ортофосфорная и плавиковая
кислоты, под и другие вещества.
Кроме азотной кислоты и четырехокисп азота, из азотных со-
единений кислорода в качестве окислителя может быть использо-
ван тетранитрометан C(NO2)4, содержащий 65,3% активного кис-
лорода. Это тяжелая (плотность 1,65-103 кг/м3), подвижная, про-
зрачная жидкость зеленовато-желтого цвета с резким специфич-
ным запахом.
Препятствием к широкому применению тстранптромстана в ра-
кетной технике являются его высокая температура замерзания
(4-13,8е С) и взрывоопасность.
117
Кислородные окислители. Основным представителем
этой группы окислителей является жидкий кислород. Он представ
ляет собой прозрачную, голубоватую, легко подвижную жидкость.
Температура кипения при нор гатьном давлении —183°С, темпе-
ратура затвердевания —218° С, плотность 1,14-103 кг/м3. Объем
жидкого кислорода в 790 раз .меньше, чем обьсм газо-
образного.
Жидкий кислород целиком участвует в процессе горения, вслед-
ствие этого топ. ива па основе жидкого кислорода по сравнению с
топливами на основе других окислителен при одном и том же го-
рючем в энсртстическом отношении более эффективны.
Главные эксплуатационные неудобства при применении жид-
кого кислорода состоят в том, что он имеет очень низкую темпе-
ратуру кипения, непрерывно улетучивается, его трудно хранить и
невозможно заблаговременно заправлять в ракету.
Чистый кислород ин в жидком, ни в газообразном состоянии
не взрывается. Однако при взаимодействии жидкого кислорода с
органическими веществами образуются взрывчатые смеси, чрезвы-
чайно чувствительные к различным внешним воздействиям.
Другим представителем этой группы окислителей является пе-
рекись водорода Н2О2. Топлива на основе перекиси водорода имеют
удельную тягу, близкую к топливам на основе азотных окислите-
лей. В связи с низкими эксплуатационными качествами (недоста-
точная стойкость, токсичность и др.) опа как окислитель не нашла
широкого применения (чаще применяется в качестве топлива для
получения рабочего тела турбины).
Фторные окислители. К этой группе относятся элемен-
тарный фтор F2, моноокись фтора OF2, трифторид хлора C1F3 и
некоторые другие соединения фтора
Жидкий фтор F2 представляет собой желтую жидкость. Он бес-
прерывно кипит, выделяя чрезвычайно ядовитые пары. Фтор прак-
тически соединяется со всеми известными горючими, образуя са-
мовоспламеняющиеся топлива. Топливо на основе фтора имеет
более высокие энергетические показатели, чем кислородное, только
при условии, что горючим компонентом является вещество, бога-
тое водородом. Поэтому жидкий фтор так же, как и другие фтор-
ные окислители, считается целесообразным применять с такими
горючими, как аммиак, гидразин, жидкий водород.
Моноокись фтора (фтористый кислород) OF2— это наиболее
стабильное соединение кислорода с фтором. В жидком состоя-
нии— ярко-желтая жидкость. Эффективность топлив на основе
моноокиси фтора выше кислородных, но ниже фторных, производ-
ство же ее сложнее, чем элементарного фтора. По токсичности
моноокись фтора не уступает фтору, однако высокая температура
кипения (по сравнению с кислородом) позволяет хранить моно-
окись фтора при условии охлаждения жидким кислородом под не-
большим давлением в герметично закрытых емкостях, что суще-
ственно облегчает его эксплуатацию и транспортировку.
118
Трифторид хлора C1F3 представляет собой слегка зеленоватую
тяжелую, подвижную жидкость. Очень активный окислитель. Мно-
гие органические вещества при контакте с ним воспламеняются
Взаимодействие его с водой сопровождается взрывом. Токсичность
приравнивается к элементарному фтору.
3. Горючие
В качестве горючих нашли применение в основном сложные ве-
щества, в которых горючими элементами являются углерод и во-
дород. По своему составу эти вещества разделяются па четыре
группы: углеводородные, кислородоуглеводородные, азотноугле-
водородпые и азотноводородные.
Углеводородные горючие. Эти горючие представляют
собой продукты перегонки нефти, поэтому их иногда называют
нефтяными горючими.
Наибольшее распространение из этой группы получил керосин.
Как горючее оп имеет существенные преимущества перед многими
другими углеводородами благодаря своей доступности и дешевиз-
не. Оп может применяться в качестве горючего с окислителями
как на основе азотной кислоты, так и с жидким кислородом. Керо-
син обладает хорошими эксплуатационными качествами, перевозка
и хранение его пс вызывают трудностей.
Недостатками горючих нефтяного происхождения является
непостоянство химического состава, вследствие чего плотность, вяз-
кость и другие показатели меняются от партии к партии, что ока-
зывает влияние на стабильность работы двигателя.
Кислородоуглеводородные горючие. К ним отно-
сятся спирты: метиловый, этиловый и изопрош ловый. Спирты ь с-
нее эффективны, чем нефтяные горючие.
В настоящее время спирты почти полностью вытеснены из ра-
кетной техники более эффективными горючими.
Аз от но у г лево до родные горючие. К этой группе
относятся алифатические и ароматические амины. Алифатические
амины (диэтиламин, триэтиламин, этилендиамин) представляют
собон подвижные, прозрачные, бесцветные или еле! ка желтоватые
жидкости, хорошо растворимые в воде.
К ароматическим аминам относятся анилин, толупдп 1ы и кси-
лидины— красновато-коричневого цвета жидкости, плохо раство-
римые в воде и хорошо смешивающиеся со спиртами и алифатиче-
скими аминами.
Характерной особенностью аминов является бурное взаимодей-
ствие с азотной кислотой и четырехокисью азота, приводящее, как
правило, к самовоспламенению.
Для улучшения физико-химических и пусковых характеристик
топлив применяются смеси из двух компонентов п более. Наиболь-
шее распространение получило горючее, состоящее из 50% трп-
этиламина и 50% ксилидина, носящее название «тонка-250». Это
119
горючее может применяться в качестве пускового^ горючего, по
может использоваться и в качестве основного, особенно в двига-
телях, где важна стабильность горения.
Амины являются высокотокепчпыми продуктами, а поэтому при
работе с ними необходимо соблюдать меры предосторожности.
Азотноводородные горючие. Наибольшего внимания
из этой группы горючих заслуживают гидразин н дпметплгидра-
зии несимметричный.
Гитразнн N2II4 получается из аммиака и представляет собой
при нормальных условиях бесцветную, дымящуюся на воздухе
жидкость с характерным аммиачным запахом. Гпдразпп являещя
наиболее эффективным и универсальным горючим, поскольку он
обеспечивает повышение удельной тяги в сочетании почти со всеми
окислителями.
Гидразин коррозионпо активен, токсичен.
Несимметричный диметилгндразин (СН3)_ИгН2 (Н МГ) яв-
ляется производным гидразина; это бесцветная, прозрачная, ги-
гроскопическая жидкость. Особенность НДМГ—высокая актив-
ность в реакциях с кислородом воздуха. Несимметричный дпметпл-
гидразпп обладает высокой термической стойкостью (разлагается
при температуре 700—800' С). В отличие от гидразина пи в жид-
ком состоянии, ни его пары не взрываются от ударов, однако он
легко воспламеняется на воздухе (температура воспламенения
1°С), поэтому он пожароопасен. НДМГ очень токсичен.
Основные характеристики гидразина и НДМГ
Гитразнн НДМГ
Плотность при 20° С, /гг.'лт3................1.Я1-10- 0,/9о-10
Температура замерзания, °C....................... 2.0 —5ь
Температура кипения. СС........................... ИЗ 63
Теплоиропзводительность с кислородом, кдж:кг • 8150
4 Основные характеристики топлив раздельной подачи
Дтя каждого горючего можно подобран окислитель, обеспечи-
вающий наибольшую эффективность образуемою топлива. В ка-
честве примера в таблице приведены основные характеристики не-
которых топлив при Ра/Ра = 40/1 при оптимальных значениях а.
Окислитель Горючее аопт А Го, СК Лм И сек кг Р. лг/ж3 -10~3
Н\О 98%-пая Керосин 0,9 5,50 ЗОоо 2250 1,3(5
Тоика-250 0,9 4,6 3045 2400 1,32
О2 (жидкий) Керосин 0,7 3,37 3600 2750 1,00
НДМГ 0,8 2.13 3500 2800 1,02
120
Как следует из таблицы, топлива на основе жидкого кислорода
имеют более высокою удельную тягу, чем топлива па основе азот-
иой кислоты. Однако низкая температура кипения жидкого кисло-
рода сдерживает его применение для ракет, требующих заблаго-
временной заправки.
5. Унитарные топлива
В настоящее время унитарные топлива применяются лишь как
вспомогательные источники энергии для привода турбин, для си-
стем стабилизации полета, в качестве бортовых источников энер-
гии. Эти топлива не находят применения в качестве основных
вследствие того, что они не могут обеспечить приемлемых значе-
ний удельных тяг.
Наибольшее распространение в качестве вспомогательного топ-
лива получила перекись водорода. Кроме перекиси водорода могут
быть испотьзованы нитрометан, окись этилена.
Перекись водорода. Наибольшее применение нашли
водные растворы перекиси водорода 80—90% концентрации. По-
ложительным свойством перекиси водорода является относительно
высокая плотность, которая для 80 %-пой концентрации равна
1,35-Ю3 кг!мъ. При разложении перекиси получается парогаз
(смесь паров воды и кислорода) с температурой 450—500°С. Для
интенсификации разложения перекиси водорода применяют ката-
лизаторы Скорость разложения увеличивается с повышением тем-
пературы перекиси водорода.
Органические вещества при контактировании с перекисью водо-
рода воспламеняются.
Хранение и транспортировка перекиси водорода производятся
в емкостях из чистого алюминия. Эти емкости должны оборудо-
ваться дренажными фильтрами.
6.4. ТВЕРДЫЕ РАКЕТНЫЕ ТОПЛИВА
Твердые ракетные топлива состоят из веществ, содержащих
атомы горючих и окисляющих элементов, и представляют собой
твердые унитарные топлива. Энергетические показатели твердых
топлив в настоящее время еще несколько уступают жидким, но
блаюдаря физико-химическим свойствам и эксплуатационным ка-
чествам они нашли широкое применение в ракетной технике.
Твердые топлива разделяются па два основных класса: бал-
лист и т и ы е, или гомогенные, и с м е с е в ы е, или гетеро-
генные.
Рассмотрим более подробно эти топлива.
121
1. Баллиститные топлива
Баллиститныс топлива представляют собой растворы нитратов
целлюлозы в трудполетучих растворителях. Нитраты целлюлозы,
или нитроклетчатка, получаются обработкой целлюлозы смесью
азотной и серной кислот.
Они легко воспламеняются от открытого пламени и даже не-
большой искры. Горение происходит за счет активного кислорода,
содержащегося в них, и не требует подвода кислорода извне. Ни-
траты целлюлозы являются твердыми волокнистыми веществами с
плотностью (1,66-ь 1,67) - 103 кг!мъ.
/ По запасу энергии питраты целлюлозы непосредственно могли
бы быть использованы в качестве топлива, так как содержат в
себе горючие элементы и активный кислород. Однако из них нельзя
изготовить сплошные закономерно горящие заряды. Даже сильно
спрессованные шашки имеют поры, и горение их происходит со
взрывом.
Чтобы можно было изготовить сплошные, механически прочные
заряды, питраты целлюлозы обрабатывают растворителями и пла-
стификаторами.
Основными растворителями, которые широко применяются в
L производстве баллистнтных топлив, являются нитроглицерин и
нитродигликоль.
Нитроглицерин по внешнему виду представляет собой масля
листую бесцветную или слегка желтоватую жидкость. Это одно из
наиболее мощных взрывчатых веществ. По запасу энергии он пре-
восходит нитраты целлюлозы и является очень важной составной
частью топлива.
Нитродигликоль является также взрывчатым веществом, по
менее чувствителен к механическим воздействиям, чем нитрогли-
церин.
При большом содержании нитроглицерина или питродиглпколя
шашки топлива получаются механически непрочными, склонными
к разрушению при низких и повышенных температурах, баллисти-
чески недостаточно стабильными и с высокими эрозийными свой-
ствами. Поэтому в баллиститныс топлива вводят пластификаторы,
регу тирующие энергетические свойства топлив. Такими пластифи-
каторами являются динитротолуол и дибутилфталат.
Для химической стойкости топлива в пего добавляют стабили-
заторы (чаще всего цептралит).
В состав твердого топлива включаются также технологические
добавки: мел, который уменьшает внутреннее трение топливной
массы; вазелин и трансформаторное масло, которые снижают дав-
ление при прессовании и улучшают процесс формования.
Г Баллиститные топлива имеют плотность в пределах
(1,54 -г-1,62) • 103 кг/лг3, температуру вспышки 180—220° С Исполь-
J зуя их, можно достичь удельной тяги 2000—2400 .- 'сск [27].
122
Горят они устойчиво при сравнительно высоких давлениях
(60 ата и выше), что приводит к утяжелению двигательной уста-
новки.
В настоящее время, судя по зарубежным источникам,считается,
что баллиститные топлива достигли своего энергетическою пре-
дела, исчерпали резервы дальнейшего совершенствования и, по i*
всеп вероятности, будут находить применение лишь в ракетах так-
тического назначения, реактивных снарядах и для вспомогатель-
ных целей.
2. Смесевые топлива
Смесевые твердые топлива представляют собой механиче-
ские смеси минеральных окислителей и горючих связующих ве-
ществ.
В качестве окислителей таких топлив используются твердые в
нормальных условиях неорганические соли, содержащие большой
процент свободного кислорода. Обычно это соли хлорной и азот-
ной кислот, перхлорат аммония NII4CIO4, перхлорат калия KClOj,
нитрат аммония ХН^О3 и некоторые другие.
Наиболее распространенным окислителем в настоящее время
является перхлорат аммония.
Перхлорат аммония — белый кристаллический порошок, чув-
ствителен к удару и трению. В продуктах горения находится хло-
ристый водород НС1 — агрессивный и ядовитый газ. Топлива на
основе перхлората аммония характеризуются высокой удельной
тягой 2200-н2500 ( 220—250 'I
«г У. кг / '
В качестве связующих веществ в этих топливах обычно приме-
няются высокомолекулярные синтетические соединения типа кау-
чука и пластмасс (например, полисульфиды пли тиоколы, полиуре-
таны, полнбутадпены и др.), а также тяжелые углеводороды (на-
пример, битумы).
В смесевых топливах относительное содержание окислителя п
горючего можно изменять в широких пределах. Однако и для них
существуют ограничения, препятствующие достижению оптималь-
ного соотношения горючих и окислительных элементов. Так прп
значительном содержании окислителя, вследствие малой доли
горючею связующею, ухудшаются механические свойства за-
рядов.
Смесевые топлива без добавок обеспечивают удельные тяги
того же порядка, что и баллиститные. В последнее время в твер-
дые топлива с целью повышения удельной тяги стали вводить лег-
кие металлы — алюминий, магний, цирконий, бор и другие. Соз-
данные смесевые топлива обеспечивают удельную тягу около
2500 {250 ----- ) .
кг \ кг /
123
Примерный состав смесевых топлив
Окислители (перхлорат аммония, перхюрат калия и др.) . . 60—80%
Горючие связующие (каучуки, полиуретаны)................15—25%
Алюминий (порошкообразный)..............................10—20%
Катализаторы и другие специальные добавки.................До 5%
Смесовые топлива обладают хорошими упругими свойствами,
хорошо сопротивляются образованию трещин под действием на-
пряжений от термического расширения и сжатия.
Смесевые топлива устойчиво горят при сравнительно невысоких
давлениях (15—20 ата). Важнейшее преимущество смесевых топ-
лив— хорошие литьевые качества, поэтому блоки смесевых топлив
изготовляются отливкой. В настоящее время (по сообщениям за-
рубежной печати) удалось получить заряды массой в несколько
тони.
Ряд достоинств смесовых топлив являются потенциальными и
для превращения их в действительность требуются затраты вре-
мени и усилий.
6.5. ПЕРСПЕКТИВНЫЕ РАКЕТНЫЕ ТОПЛИВА
Дальнейшее совершенствование ракетных двигателей — повы-
шение их эффективности и экономичности — требует разработки и
новых топлив, обладающих более высокими энергетическими ха-
рактеристиками. Рассмотрим некоторые из возможных путей улуч-
шения основных показателей ракетных топлив.
Перспективными окислителями для жидких топлив по публи-
кациям за рубежом в настоящее время считаются окислители на
основе жидкого фтора и его соединений, а перспективными горю-
чими— соединения бора с водородом.
Топливо «фтор + водород» является наиболее эффективным из
всех известных топлив, компоненты которых являются химически
устойчивыми веществами. Это топливо рассматривается как есте-
ственное развитие и улучшение уже освоенною топлива «жидкий
кислород-|-жидкий водород». Удельная тяга (ри/ра = 70/1, а =
= 0,8) равна 3970 .
Комбинация «жидкий фтор + гидразин» имеет высокие значе-
ния удельной тяги и плотности. Специальные добавки, не влияю-
щие на энергетику, устраняют опасность разложения и взрыва
гидразина при использовании его для охлаждения. Удельная тяга
Н-с‘к
этой пары составляет Зэ70 ———.
Комбинация «моноокись фтора 4- керосин» обеспечивает полу-
чение удельной тяги более 3000 —.
Наибольший интерес как горючее представляет пентаборап
124
B^Hg. Имеются сообщения об испытаниях в США двигателя па
пентаборапе и окислителе—концентрированной перекиси водоро-
да Удельная тяга этой пары около 3000 И се1' (399 ^-сек \
Топливо «четырехокпсь азота + пентаборан» имеет несколько
меньшее значение удельной тяги, по более высокую плотность и
пригодно для применения в ракетах с предваритетьпой заправкой.
Повышение энергетических характеристик можно обеспечить
путем применения в качестве добавок в жидкие топлива ле ких
металлов, например алюминия, бериллия, лития, магния и др.
Одним из путей повышения энергетических возможностей твер-
дых топлив, и в частности смесовых, является введение в них до-
бавок, содержащих бериллий, гидриды металлов, металлооргани-
ческие соединения.
Металлы повышают также и плотность (предполагается дове-
сти до 2-Ю3 кг/.м3). Однако для изготовления таких добавок тре-
буются порошки с диаметром от 1 до 0,1 ,ик.
В разработке находятся твердые топлива на основе перхлората
аммония с присадкой бериллия, которые смогут обеспечить удель-
ную тягу порядка 2500—2600 сек- . Изучаются возможности по-
К2
вышення удельной тяги до 2700—2750 путем присадки к
твердым топливам гидрида алюминия и до 2900—2950 Н^к
путем присадки гидрида бериллия. По мнению зарубежных сие*
циалпстов, могут быть созданы твердые топлива с удельной тягой
Глава 7
НЕКОТОРЫЕ ВОПРОСЫ ТЕОРИИ ПОЛЕТА РАКЕТ
7.1. ОБЩИЕ ПО ЮЖЕНИЯ
Теория полета ракет изучает их движение по траектории в пред-
положении, что известны зависимость действующих па ракету сил
от параметров ее движения и зависимости, описывающие работу
ее системы управления. Траектория ракеты — геометрическое ме-
сто точек ее центра масс, движение которого рассматривается как
движение материальной точки с массой, равной массе ракеты, под
действием всеп системы сил, приложенных к ракете. Как тело
конечных размеров ракета в полете движется (вращается) и во-
круг центра масс под действием моментов сил, точки приложения
которых нс совпадают с центром масс.
Основными задачами теории полета ракет являются:
а) расчет траекторий при известных исходных данных,
б) отыскание оптимальных режимов движения ракеты и соот-
ветствующих им траекторий.
Теоретически изучить движение ракеты — значит составить в
выбранной для данного участка траектории системе координат
дифференциальные уравнения, описывающие движение центра
масс ракеты и самой ракеты относительно центра масс, а затем
найти и исследовать решения этих уравнений. В общем случае дви-
жения ракеты траектория ее — пространственная кривая, нс лежа-
щая только в одной вертикальной плоскости (плоскости стрель-
бы). Расчет такой траектории очень стожен и производится лишь
при исследованиях движения ракет, требующих всестороннего
учета условий полета и высокой точности получаемых результатов.
При решении многих задач теории полета нет необходимости ис-
следовать пространственное движение ракет, поэтому иа основе
ряда упрощающих допущений исследование сложного простран-
ственного движения ракеты заменяется исследованием трех неза-
висимых друг от друга простых плоских движений в трех плоско-
стях. В частности, для баллистических ракет в качестве таких
126
плоскостей обычно принимают плоскость стрельбы, боковую плос-
кость (перпендикулярна к первой и касательпа к траектории) и
плоскость, перпендикулярную к продольной оси ракеты.
Для характеристики качеств и особенностей различных типов
ракет их движение изучается в одинаковых (стандартных) усло-
виях, для чего в теории полета вводится понятие расчетной, или
нсвозмущенной. траектории. Невозмущенной траекторией назы-
вается траектория, по которой перемещается при нормальных
(табличных) метеорологических условиях (г. е. условиях стандарт-
ной атмосферы) центр масс ракеты, имеющей расчетные парамет-
ры систем и агрегатов и номинальные (проектные) значения гео-
метрических размеров всех элементов ее конструкции. Условия
стандартной атмосферы рассмотрены ниже, а расчетными значе
пнями параметров (например, аэродинамических коэффициентов,
коэффициентов усиления системы управления, координат центра
масс и центра давления, веса, тяги, секундного расхода топлива
и т. д.) называются их величины, соответствующие проектному
номиналу.
Эти величины у рсатьной ракеты всегда отличаются от расчет-
ных вследствие технологических допусков на производство н мон-
таж всех элементов се конструкции, допусков на заправку ракеты
компонентами топлива (для ракет с ЖРД), а также из-за отличия
действительных характеристик топлива от их расчетных значений.
Отклонения характеристик реальной ракеты от их проектных но-
миналов (например, эксцентриситеты центра масс и вектора тяги,
аэродинамическая асимметрия ракеты и т. д.) приводят к появле-
нию дополнительных возмущающих сил и моментов, действующих
на ракету в полете. Рсатьпыс метеорологические условия полета
такой ракеты по траектории также отличаются от стандартных.
Поэтому в общем случае дек твптельпая траектория полета раке-
ты всегда отличается от расчетной и называется возмущенной.
Рассмотрим траектории полета основных типов ракет класса «зем-
ля— земля» и «земля—воздух».
Неуправляемые ракеты. Вся траектория такой ракеты
(рис. 7.1, а) лежит в плотных слоях атмосферы, поэтому стабили-
зация ракеты в полете осуществляется при помощи хвостового
оперения. Траектория делится на активный и пассивный участки.
Участок О.;Л’, на котором работает двигатель, называется актив-
ным, а участок КС — пассивным (па этом участке ракета летит
как свободно брошенное тело). Время полета на активном участке
траектории составляет примерно ’/з полного времени полета раке-
ты, а высота траектории — примерно ]/з дальности полета.
Управляемые ракеты. Управляемые ракеты предназна-
чены для поражения неподвижных и подвижных (как наземных,
так и воздушных) целей.
ПТУР. Траектория их полета представляет собой сложную про-
странственную кривую, высота которой даже на начальном участке
(рис. 7.1,6) не превышает 0,5—1 % дальности стрельбы. Высота
127
же остальной части траектории полета ПТУР пе превышает вы-
соты цели.
Характер траектории определяется методом наведения снаряда
па цель, взаимным расположением пусковой установки, наводчика
и цели, а также характером движения цели. Под методом наведе-
ния принято подразумевать комплекс мероприятий по управлению
движением снаряда за время его движепн по траектории до цели.
Возможная траектория снаряда при трехточечпом (наводчик —
снаряд —цель) методе наведения и раздельном расположении
пункта наводки (ПН) п стартовой установки (СУ) показана на
рис. 7.1,в. Наводчик, выведя снаряд с помощью системы управле-
ния последовательно в плоскость и на линию визирования, в даль-
нейшем удерживает его на этой линии до попадания в цель.
Рис. 7.1. Траектории ракет:
а —неуправляемой баллистической, б —ПТУР (в проекции на плоскость стрельбы);
в — ПТУР (в проекции на плоскость горизонта)
ЗУР. Траектории ЗУР также зависят от .метода наведения ра-
кеты на воздушную цель. Характер траектории при наведении ЗУР
по лучу радиолокатора показан на рис. 7.2, а. Такая траектория,
называемая иногда трехточечной (локатор — ракета —цель), мо-
жет иметь большую кривизну на отдельных участках, в силу чего
ракета при этом методе наведения может подвергаться в полете
значительным инерциальным усилиям и перегрузкам. Аналогич-
ный характер будет иметь траектория ЗУР, наводимой по «методу
погони». Кинематической особенностью такой траектории является
то, что касательная к ней (вектор скорости ракеты) все время на-
правлена на цель. В разновидности «метода погони» — самонаве-
дении с углом упреждения — система управления ракеты непре-
рывно направляет ее продольную ось в некоторую упрежденную
точку’ встречи, за счет чего уменьшаются кривизна траектории и
величины перегрузок, действующих на ЗУР. Этот же эффект до-
стигается и при наведении ЗУР с помощью двух радиолокаторов
в упрежденную точку —точку встречи В. Характер траектории зе-
нитной ракеты, отвечающей этому методу наведения, показан на
рис 7.2, б.
УБР. Траектория полета управляемой баллистической ракеты
состоит из активного 03А (рис. 7.3) и пассивного KSC участков.
128
Форма активного участка траектории (или программа движения
ракеты па нем) определяется типом ракеты, дальностью (диапа-
зоном дальностей) ее стрельбы и видом старта. Полет баллисти-
ческих ракет может быть управляемым на всей траектории (на-
пример, «Лакросс») пли только на ее активном участке.
Рис. 7.2. Траектории ЗУР:
а —при наведении по лучу радиолокатора; б — при наведении в упрежденную точку
Характер траектории ракеты первого типа, имеющей смешан-
У’о систему управления, показан па рис. 7.4,6. Старт с наклон-
ных направляющих обеспечивает практически прямолинейный ак-
Рис. 7.3. Траектории управляемых баллистических ракет:
а - одноступенчатой с неотдс.тяющейся головной частью; б-с отделяющейся готов
ной частью
тивныи участок О3К. На пассивном участке управление полетом
Ракеты осуществляется как автономной бортовой системой управ-
ления, так и наземной станцией наведения СН (па участке ЛВС).
Полет в плотных слоях атмосферы позволяет в качестве органов
Управления наряду^ с газовыми использовать и аэродинамические
(воздушные) рули. Для повышения маневренности ракета обычно
129
снабжается крыльями, устанавливаемыми па корпусе се в районе
центра масс. В программу движения такой ракеты может быть за-
ложен маневр на траектории, которая в этом случае даже при от-
сутствии возмущений будет сложной пространственной кривой.
Момент перевода ракеты в точке В в пикирование определяет за-
данную дальность ее полета.
Если управление движением баллистической ракеты осущест-
вляется только па активном участке О3К (см. рис. 7.3), то задан-
ная дальность ее полета обеспечивается за счет выключения дви-
гателя в различных точках участка наведения.
Система управления дальностью полета на активном участке не-
прерывно определяет некоторую функцию от текущих параметров
движения ракеты (так называемую управляющую функцию),
сравнивает ее с расчетной величиной, отвечающей заданной даль-
ности, и в момент их равенства подает команду на выключение
двигателя. Для тактических ракет наиболее распространенным ви-
дом управляющей функции является так называемый функционал
отсечки тяги по псевдоскорости. Па пассивном участке KSC тра-
ектории (см. рис. 7.3) ракета (или ее отделившаяся головная
часть) движется, как свободно брошенное тело. Характер траек-
тории одноступенчатой ракеты с неотдсляющейся готовной частью
приведен на рис. 7.3,о, с отделяющейся головной частью — на
рис. 7.3,6.
Если одноступенчатые ракеты имеют псотделяющуюся голов-
ную часть, то скорости их полета в конце активного участка тра-
ектории в зависимости от дальности и типа ракеты находятся в
пределах 600—1500 м/сек. Высота точки выключения двигателя в
этом случае не превышает 20—30 км. У одноступенчатых ракет
с отделяющейся головной частью скорости и высоты полета в мо-
мент выключения двигателя значительно большие и при стрельбе
па максимальные дальности могут достигать соответственно
2000—5000 м/сек и сотен километров.
Межконтинентальные ракеты могут быть двух- пли трехступсп-
чатыми с отделяющейся головной частью. Скорости их полета в
момент выключения двигателя последних ступеней (отделения го-
ловных частей) составляют несколько километров в секунду, а
высоты конца активного участка — несколько сотен километров.
Траектория глобальной ракеты (кривая 2) показана па
рис. 7.4, в. Сравнение ее с траекторией межконтинентальной ракеты
(кривая /), стартующей с топ же позиции по той же цели, показы-
вает, что вследствие значительно большей дальности полета гло-
бальная ракета в конце активного участка траектории должна
иметь скорость и высоту больше, чем межконтинентальная. Это
может быть достигнуто либо за счет применения более мощных
двигателей, либо за счет увеличения количества ступеней ракеты
Угол наклона последнего отрезка активного участка траектории к
горизонту у глобальной ракеты меньше, чем у межконтиненталь-
ной. Поэтому траектория глобальной ракеты значительно бли ке
130
по своему характеру к траектории спутника Земли. Глобальная
ракета практически может поразить цель в любой точке Земли.
Если же на ракете установить аппаратуру, позволяющую маневри-
ровать траекторией, то подход ракеты к одной и той же цели мо-
жет быть осуществлен с различных направлений.
В зависимости от конструкции баллистической ракеты, се си-
стемы управления и дальности стрельбы соотношение между вы-
сотой траектории и дальностью полета ракеты колеблется от ’/3—
’Л (при малых и средних дальностях) до '/ы (при больших даль-
ностях).
6
Рис. 7.4. Траектории ракет-
fl!— кр платой; б— со смешанной системой управления; в — глобальной
Управляем ы с крылатые ракет ы принадлежат к типу
ракет, управляемых на всей траектории. Старт крылатых ракет
обычно осуществляется с наклонных направляющих при помощи
мощных стартовых ускорителей па твердом топливе. После набора
достаточной для устойчивого полета скорости ускорители сбрасы-
ваются (точка В, рис. 7.4, о), и па всей остальной траектории у
крылатой ракеты работает лишь один маршевый двигатель (обыч-
но воздушно-реактивный). После набора заданной высоты почета
крылатая ракета переходит на горизонтальный полет, а при под-
ходе к цели—-в пикирование. Высота полета этих ракет колеблет-
ся от нескольких сотен метров до 10—20 км (характер траектории
крылатой ракеты показан па рис. 7.4, а).
7.2. СИСТЕМЫ КООРДИНАТ, ПРИМЕНЯЕМЫЕ
ПРИ ИЗУЧЕНИИ ДВИЖЕНИЯ РАКЕТ
Для изучения движения ракеты по траектории необходимо рас-
смотреть движение ее центра масс (как материальной точки с мас-
сой, равной массе ракеты) и движение ракеты (как твердого тела)
131
относптелык i ?нтра масс. Таким образом, чтобы однозначно опре-
делить положение ракеты в любой точке траектории, надо задать
координаты ее центра масс в выбранной системе координат, поло-
жение продольной оси ракеты в пространстве и угол поворота ра-
кеты относительно згой осп.
В теории полета для исследования движения ракет исполь-
зуются следующие системы координат:
— земная О:.Х3Y3Z3 и криволинейная OXYZ;
— полярная С^гтр
— геоцентрические С^Хоз^оз^оз и OirBi/.;
— скоростная OXYZ и связанная OX^YjZ^
Рис. 7.5. Системы координат:
а — ээиная, полярная, криволинейная п связь ее с земной; б — инерциальная геоцен-
трическая; /? —скоростная к связанная
В земной системе координат (рис. 7.5, а) рассчитываются глав-
ным образом активные участки траекторий. Начато системы нахо-
дится в точке старта О3, ось ОаА'э направлена в плоскости гори-
зонта О.,Х-Хз на цель, ось перпендикулярна к плоскости гори-
зонта и образует с осью 0яХ3 плоскость стрельбы О3Х3У3. Ось 03Z3
образует правую систему координат.
Криволинейная система координат (см. рис. 7.5, а) исполь-
зуется при изучении движения центра масс ракет на дальностях
стрельбы более 50 км. Начало системы также в точке старта, ось
О.,Х— в направлении па цель по дуге большого круга Земли, а
координата у измеряется от поверхности Земли (принимаемой за
шар с радиусом R — 6371 км) до центра масс ракеты по липни, со-
единяющей его с центром Земли Оь Ось O3Z3 направлена так же,
как и ось O3Z3 земной системы координат. Большим кругом назы-
вается сечение Земли плоскостью, проходящей через точки стар га,
цели и центр масс Земли.
132
Если при расчете в земной системе координат активных участ-
ков с небольшой высотой точки выключения двигателя можно не
учитывать изменение ускорения g силы тяжести с высотой, то при
расчете траекторий в криволинейной системе это ияменепие учиты-
вается, а направление вектора g принимается противоположным
радиусу-вектору г (рис. 7.5, о). Связь между прямоугольными и
криволинейными координатами вытекает из геометрических соот-
ношений треугольника AOOf
A' = ^ = ^arctg-^y; ] (/? ф-J)2 + х2- /?. (7.1)
Расчеты по этим зависимостям показывают, что разность коор-
динат х — х составляет при дальности полета 50 км 113 м, при
дальности 100 км — 432 м, а при дальности 300 км — 1060 м. Сле-
довательно, расчет траектории на дальности выше 50 км необхо-
димо проводить в криволинейной системе координат, т. с. учиты-
вать кривизну Земли. Определение элементов траектории в обеих
системах производится путем численного интегрирования систем
дифференциальных уравнений, описывающих движение ракеты
под действием всей системы сил (в том числе и силы сопротивле-
ния воздуха).
На пассивном участке траектории, лежащем в сильно разре-
женных слоях атмосферы, можно при решении ряда задач прене-
бречь сопротивлением воздуха и считать, что движение ракеты
происходит лишь под действием силы тяжести. В этом случае ис-
пользуется полярная система координат Од-г] (см. рис. 7.5, а), в
которой удается получить конечные аналитические зависимости
для расчета элементов траектории, не прибегая к трудоемкому
численному интегрированию. Это и обусловило применение поляр-
ной системы при исследовании движения ракет на пассивном
участке траектории (по эллиптической теории). Полюс системы
выбирается в центре масс Земли, радиус-вектор г соединяет его е
центром масс ракеты, а полярный угол т) отсчитывается от земного
радиуса точки старта в сторону движения ракеты. Связь между
полярными п криволинейными координатами определяется следе ю-
Щими соотношениями:
х — г = R + у. (7.2)
Прямоугольная геоцентрическая Oj¥0.Л32оз и сферическая гео-
центрическая OiTaB] системы координат используются при расчете
траекторий ракет с большими дальностями полета. Обе системы
являются инерциальными, т. е. участвуют только в поступатель-
ном движении Земли вокруг Солнца, перемещаясь за время полета
Ракеты практически прямолинейно и равномерно. Следовательно,
положение их осей не зависит от суточного вращения Земли и ме-
ханические явления в таких системах можно рассматривать, как
в неподвижных. Начало систем — в центре масс Земли, ось О1Е0з
133
направлена по осп вращения Земли па север (рис. 7.5,6), ось
О(Л'с,з— на цель (в плоскости пуска), ось OiZ03 образует правую
систему координат. Положение ракеты в системе опреде-
ляется (рис. 7.5,6) радиусом-вектором г, его долготой 1 и геоцен-
трической широтой Bi. Движение в инерциальных системах коор-
динат иногда называют абсолютным в отличие от относительного
движения, которому соответствуют траектории, рассчитанные в
земной и криволинейной системах координат.
Начало связанной и скоростной систем координат совпадает с
центром масс ракеты (рис. 7.5, е). Связанная система используется
для определения положения ракеты в пространстве как тела ко-
нечных размеров. В этой системе изучается движение ракеты отно-
сительно ее центра масс. Ось OV'i совпадает с продольной осью
ракеты, ось О\\ перпендикулярна к ней и лежит в главной плос-
кости симметрии ракеты (плоскость вертикального оперения бал-
листических и крылатых ракет или продольное сечение ракет дру-
гих схем, совпадающее па старте с плоскостью пуска). Ось OZi
перпендикулярна к первым двум и образует правую систему коор-
динат. Положение осей связанной системы (а следовательно, и ра-
кеты как тела) в земной системе координат задается тремя угла-
ми— тангажа, рыскания и крена. Углом тангажа 8 называется
угол между продольной осью ракеты и ее проекцией на плоскость
горизонта. Угол ф между осью ОЛ| и ее проекцией па пчоскость
пуска называется углом рыскания. Поворот ракеты вокруг ее про-
дольной оси характеризуют утлом крена у, который представляет
собой угол между плоскостью п\ска и плоскостью OXiYt связан-
ной системы координат.
Угол 8>0, если ось ОУ, ракеты лежит выше своей проекции на
горизонтальную плоскость, проведенную через центр масс ракеты.
Угол у>0, если ракета повернулась вокруг осп ОА\ против часо-
вой стрелки. Угол ф>0, если ось ОХ{ лежи г правее своей проек-
ции на плоскость стрельбы.
Скоростная система координат используется для расчета изме-
нения вектора скорости центра масс ракеты в полете. Величина
скорости находится из решения уравнения движения центра масс
ракеты вдоль оси ОХ скоростной системы, а углы 6 и с, опреде-
ляющие положение вектора скорости в земной системе коорди-
нат,— из решения аналогичных уравнений движения вдоль осей
OY и OZ топ же системы. Угол 9 —угол наклона вектора скорости
к местному горизонту; он положителен яа восходящей ветви тра-
ектории ракеты и отрицателен — па нисходящей. Угол а — угол ме-
жду вектором скорости центра масс ракеты и плоскостью стрель-
бы; он положителен, если вектор скорости лежит левее плоскости
стрельбы.
Ось ОХ скоростной системы (см. рис. 7.5, в) направлена по век-
тору скорости центра масс ракеты ось OY перпендикулярна к пей
и лежит в ыавноп плоскости симметрии ракеты, а ось OZ перпен-
дикулярна к плоскости ОЛУ и образует прав\ю систему коорди-
13+
нат. Взаимное положение скоростной и связанной систем характе-
ризуется углами атаки и скольжения.
Угол атаки а-—-угол в главной плоскости симметрии ракеты
между ее осью ОХ{ и проекцией вектора скорости центра масс
ракеты на эту плоскость. Он положителен, если ось ОХ} лежит
выше проекции вектора скорости на главную плоскость симметрии
Угол скольжения 3 — угол между вектором скорости центра масс
ракеты и его проекцией па главную плоскость симметрии. Он поло-
жителен, если вектор скорости лежит правее этой плоскости.
В аэродинамике при изучении движения ракет в воздухе ис-
пользуют допущение о так называемом обращении движения: сила
взаимодействия между неподвижным воздухом и летящей ракетой
принимается равной силе взаимодействия между неподвижной ра
кетон и набегающим на нее с той же скоростью потоком воздуха.
В полете как скоростная, так и связанная системы координат пере-
мещаются вместе с ракетой. В обращенном движении они непо-
движны, а ось ОХ скоростной системы направлена по вектору ско-
рости набегающего певозмущепного потока.
7.3. СИЛЫ И МОМЕНТЫ ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА РАКЕТУ В ПОЛЕТЕ
Траектория ракеты в зависимости от задач и требуемой точно-
сти исследования ее движения рассчитывается в абсолютной или
относительной системе координат с учетом всех или только основ-
ных действующих на ракету сил. В общем случае прп учете вра-
щения Земли система сил, действующих на ракету в абсолютном
движении, состоит из силы земного тяготения, силы тяги, аэроди-
намической силы сопротивления воздуха и газодинамических сил
газовых рулей (или сил тяги управляющих двигателей).
Согласно правилу механики (так называемому принципе Да-
ламбера) уравнения движения ракеты в относительной системе
координат с учетом вращения Земли можно записать в той же
форме, что п уравнения абсолютного движения, если к системе сил
абсолютного движения добавить силу инерции Кориолиса и сил
инерции переносного движения (центробежную силу от вращения
Земли) Введя силу веса ракеты Gv как равнодействующую силы
земного тяготения и центробежной силы, получим следующую си-
стему сил, действующих на ракету, движение которой рассматри-
вается в относительной системе координат: сила тяги, сила веса,
сила сопротивления воздуха, газодинамические силы газовых ру-
лей и сила инерции Кориолиса. Хотя в силе веса вращение Земли
частично учитывается, под термином «учет влияния вращения Зем-
ли» обычно понимают только учет действия силы Кориолиса (что
и будет принято в изложении последующих вопросов).
Сила тяги двигателя
Зависимость силы тяги Р от различных факторов представлена
Формулой (3.1).
135
Примерный характер зависимости Р от времени полета балли-
стической одноступенчатой ракеты на активном участке траекто-
рии показан на рис. 7.8,6. Как правило, тяга стартовых ускорите-
лей крылатых ракет, снаряжаемых обычно твердым топливом, зна-
чительно больше тяги маршевого двигателя. В аналогичном соот-
ношении находятся и тяги двигателей первой и последней ступе-
ней многоступенчатых ракет.
Сила веса
Сила веса ракеты Gp изменяется на траектории как за счет вы-
горания топлива, так и за
Рис. 7.6. Зависимость уско-
рения силы тяжести от ш ь
роты т< чип старта
счет изменения у скорепия силы тяжести
с высотой. Для ракет со средними
п большими дальностями стрельбы
учитывается еще и изменен ie этого
ускорения за счет из!епения геогра-
фической шпроты вдоль траектории.
При постоянном секундном расхо-
де G топлива вес одноступенчатой
ракет л в почете меняется по линей-
ному закону (здесь G —стартовый
вес ракеты):
Gp(i)-G6~Ggt (7.3)
В пределах времени работы двига-
тельной установки одной ступени эта
зависимость справедлива и для много-
ступ пчатой ракеты, в целом же для
такой ракеты необходимо дополни-
тельно учитывать еще и скачкообразные изменения веса за счет
отделения отработавших ступеней.
Ускорение силы тяжести, как известно, представляет собой гео-
метрическую сумму' ускорения силы земного тяготения ш и центро-
бежного ускорения Шц, вызванного вращением Земли (рис. 7.6).
Из-за малости центробежного ускорения географическая шпрота В
точки О., незначительно отличается от ее геоцентрической широ-
ты В , а ускорение ш — от ускорения g0, которое поэтому слабо
изменяется с изменением широты точки старта. Например, на по-
люсе (с учетом сплюснутости Земли) g0=9,78 м/сек2, а на эквато-
ре— 9,832 м/сек2.
Ракеты с небольшими дальностями полета имеют максималь-
ные высоты траекторий значительно меньше радиуса Земли. Пола-
гая g~w. можно на основании закона тяготения Ньютона полу-
чить следующую^ приближенную зависимость изменения ускоре-
ния g с высотой у.
£(У)~ £о(1 ~27г)-
(7.4)
136
Расчеты показывают, что ускорение g на 1 км подъема уменьшает-
ся па 0,0031 м/сек2, а па активном участке траектории (до высот
30—40 км) при расчетах, не требующих высокой точности, можно
полагать g(y) ^gv.
Аэродинамическая сила
Аэродинамическая сила, или сила сопротивления воздуха, дей- |
ствуст на ракету лишь при полете в плотных слоях атмосферы,
т. е. до высот около 80 км. Выше сопротивлением воздуха можно ‘
пренебречь и считать, что ракета .тТтйТ~Б~пусто Г.^В рйс<ётах, ~ е |
требующих высокой точности, сртцютивлснис воздуха учитывают,
лишь до высоты-50 км. В этих пределах принята следующая схема
строения атмосферы.
Нижний слой атмосферы высотой в среднем до И км назы-
вается тропосферой. Здесь наблюдается интенсивное перемешива-
ние воздуха как вдоль поверхности Земли, так и по высоте. Тем-
пература воздуха в тропосфере с ростом высоты падает и па верх-
ней ее границе в среднем равна —56° С. Слои воздуха в пределах
от 11 до 90 км называют стратосферой. Для нее характерно отсут-
ствие вертикальных перемещений воздуха с одновременным ро-
стом скоростей горизонтального ветра. В нижнем слое стратосферы
до высоты 30 км температура примерно постоянна (- 56°С). При
дальнейшем подъеме она растет, так как па высотах до 50 км ле-
жат слои воздуха, богатые озоном, интенсивно поглощающим
ультрафиолетовую часть солнечною спектра. В слоях выше 50 /ел"
озона нет и температура воздуха вновь понижается, достигая па
верхней границе стратосферы в средних широтах северного полу-
шария —70 4----75° С.
Параметры реальной атмосферы (плотность, температура, дав-
ление) постоянно изменяются по высоте, во времени и вдоль по-
верхности Земли, трудно поддаваясь учету. Поэтому при исследо-
вании движения ракет пользуются условной атмосферой, распре-
деление параметров которой по высоте принимается независимым
от времени года и суток.
Методы расчета аэродинамической силы R рассматриваются в
аэродинамике, ниже даны лишь краткие сведения о природе аэро-
динамических сил, необходимые для понимания последующего
материала.
Суммарная аэродинамическая сила R, действующая на ракету
в полете, состоит из двух составляющих: силы трения и силы дав-
ления. Первая вызвана вязкостью воздуха. В результате этого на
поверхности летящей ракеты образуется тонкий слой воздуха (по-
граничный), в пределах которого и проявляется действие сил вяз-
кости как сил сцепления частичек воздуха с поверхностью ракеты
и между собой. Па преодоление этих сил тратится часть кинети-
ческой энергии ракеты, что и можно рассматривать как энергети-
ческую основу силы трения. Сила трения зависит от скорости, вы-
137
соты полета ракеты и ее поверхности трения. Изменение углов
атаки и скольжения ракеты при скоростях полета до 1500—
1700 м/сеп практически не сказывается на величине силы трения.
Схему возникновения силы давления /?д поясним на примере
обращенного движения ракеты Пусть давление в набегающем па
нес с дозвуковой скоростью v потоке воздуха равно pi (рис. 7.7,6).
Опыт и теоретические расчеты показывают, что при полете ракеты
с углами атаки и скольжения, равными нулю, па поверхности ее
Рис. 7.7. Параметры нормальной артиллерийской атмосферы (а) и сущ-
ность возникновения силы сопротивления давления (б)
головной части образуется зона повышенного давления (где
Р>Р\), а за донным срезом — зона пониженного давления (где
p<Pi). Разность суммарного давления на головную часть и дно
и даст составляющую аэродинамической силы R — силу давления
/?д. В отличие от силы трения сила давления зависит от углов ата-
ки и скольжения, увеличиваясь с их ростом. Если а или р =И= 0, зоны
повышенного и пониженного давлений (рис. 7.7,6) охватывают
часть п цилиндрической поверхности, и как равнодействующая
всех внешних сил давления на поверхности ракеты возрастает (от-
носительно случая а=0 или [3=0). Таким образом силы /?д и
R зависят от размеров и формы ракеты, скорости и высоты ее по-
лета, величины углов атаки и скольжения. Аэродинамическая
сила R как сумма сил трения и давления, распределенных по
поверхности ракеты, считается приложенной в так называемом
центре давления ракеты СД. Если центр давления у баллистиче-
ской ракеты (рис. 7.7,6) расположен между ее центром масс и
донным срезом, ракета называется статически устойчивой, если
впереди центра масс — статически неустойчивой.
138
При составлении уравнений движения центра масс ракеты
силы, действующие на нее, проектируются на оси скоростной си-
стемы координат. Проекции силы R на оси OX, OY и OZ называют
соответственно силой лобового сопротивления Rx, подъемной Ry
и боковой Ri силами Их расчетные формулы имеют вид
— CrfS. (7.5)
Здесь множитель </ = 0,5 ,та2 (о — скорость ракеты) имеет размер-
ность давления и называется скоростным напором, S — характер
пая площадь ракеты, к которой отнесены коэффициенты
Сг(Сх, Су, С,) ее аэродинамических сил. Для осесимметричных ра-
кет за S принимается площадь миделева сечения (сечение корпуса
ракеты в месте наибольшей толщины, перпендикулярной к про-
дольной осн ракеты) У крылатых ракет в качестве S берут пло-
щадь крыльев в плане.
В качестве характеристики скорости ракеты обычно берется
не ее абсолютное значение, а безразмерная величина — число Маха
М = ~ (7.6)
как отношение скорости ракеты к скорости звука в воздухе в дан-
ной точке траектории. Из формулы (7.6) видно, что величины
аэродинамических .сил .пропорциональны у2. В действительности
это имеет место лишь при скоростях с числа'» М 0,6 Это несо-
ответствие расчетных формул действительной зависимости сил от
скорости полета, а также влияние на их величину углов атаки,
скольжения и размеров ракеты учитывается зависимостью коэф-
фициентов Сх, Су и С, от А1, я и 3 (площадь S является лишь мас-
штабом для этих коэффициентов и не характеризует полностью
влияния линейных размеров ракеты на величины аэродинамиче-
ских сил).
Для сил R}l и Rz влияние высоты полета полностью учитывается
изменением плотности в формуле (7.6) Поэтому коэффициенты Су
и С, не зависят от высоты, а являются лишь функциями числа М и
соответственно углов атаки а и скольжения 0. Для силы Rx в таком
случае пришлось бы брать показатель степени у плотности в фор-
муле (7.6) больше единицы, так как одна из ее составляющих —
сила трепня — растет с высотой не прямо пропорционально плот-
ности, а быстрее. Для однообразия расчетная формула для силы
лобовою сопротивления оставлена в том же виде (7.6), а в число
параметров, влияющих на коэффициент Сх (форма и размеры ра-
кеты, углы атаки, скольжения и скорость ее полета), дополнитель-
но введена высота полета.
На рис. 7.8, а показан характер зависимости коэффициентов Сх
и Су одноступенчатой баллистической ракеты от скорости и вы-
соты ее полета и угла атаки. Вследствие симметрии ракеты зави-
симость коэффициента Сг от скорости полета и угла скольжения
аналогична зависимости Cv(M,a). Из рис. 7.8, а видно, что при
139
Al <^0,6 коэффициент Сх практически постоянен, т. е. здесь фор-
мула (7.6) правильно отражает действительную зависимость силы
от скорости полета (иногда эту силу обозначают Q).
Если силу лобового сопротивления записать в виде
/?Л. = Q — Bvn,
(77)
то прп Л1 0,6 показатель н = 2. В диапазоне чисел 0,6<Л1^ 1,2
он достигает 4—6, а затем опять уменьшается до 2. Поскольку в
формуле (7.6) всюду п — 2, эго на данном участке учитывается
сильным возрастанием коэффициента Сх. При Л1>1,2 сила лобо-
вого сопротивления пропорциональна скорости в степени п<2, и
при этих скоростях коэффициент Сх убывает.
Рис. 7.8. Зависимость коэффициентов Сх н Си ракеты от скорости, вы-
соты ее полета и угля атаки (а), аэродинамических сил и силы
тяги (б) от времени полета на активном участке траектории
Характер изменения сил Q и Ry в зависимости от времени по-
лета баллистической ракеты типа Фау-2 на активном участке тра-
ектории показан на рис. 7.8,6. Максимальные значения этих сил
у баллистических ракет могут достигать нескольких десятков ты-
сяч ньютонов прп скоростях полета, близких к скорости звука.
Максимум скоростного напора на активном участке пе совпадает
по времени с максимумом силы лобового сопротивления. У ракет
с отделяющимися головными частями знание максимальных значе-
ний этих величин необходимо для оценки прочностных характери-
стик их корпусов. Аналогичная оценка дтя ракет с неотделяющи-
мпся головными частями производится по величинам максималь-
ных аэродинамических сил на нисходящей ветви пассивного участ-
ка в районе максимума скоростного напора (рис. 7.17,6).
Баллистические ракеты, управляемые только на активном
участке, обычно имеют в качестве органов управления две пары
газовых рулей (рис. 7.9,а): горизонтальные (рули высоты) обес-
печивают разворот ракеты по углу тангажа, вертикальные (рули
направления) служат для управления по углу рыскания,
140
У противотанковых управляемых ракет наряду с системой воз-
душных рулей (в этом случае ПТУР компонуется по так называе-
мой схеме «бссхвостки», рис. 7.9, в) в качестве органов управления
используются интерцепторы (прерыватели потока). Это топкие
пластинки, устанавливаемые посредине или па конце крыльев н
выдвигаемые в полете за их плоскости. За выдвинутым интерцеп-
тором образуется зона пониженного давления (зона срыва пото-
ка), в результате чего на этом участке крыта возникает подъемная
сила (рис. 7.9,6), эквивалентная той, которая появляется па от
клоненном вниз па угол о от нейтрального положения руля (пока-
зано пунктиром на рис. 7.9,6) той же площади в плане.
Рис. 7.9. Органы управления ракет различных компоновочных схем:
с—баллистической ракеты- б — интерцепторы ПТУР; в — ракеты по схеме «бес-
хвостки»; г поворотные крылья; д—ракеты по нормальной аэродинамической
схеме; е — ракеты по схеме «утка»
Органы управления ракет, выполненных по нормальной аэро-
динамической схеме (рис. 7.9,6), представляют собой четыре воз-
душных руля, расположенные попарно в двух взаимно перпенди-
кулярных плоскостях за ее несущими поверхностями (крыльями).
Во избежание аэродинамического «затемнения» (снижения эффек-
тивности) рулей их плоскости развернуты (вокруг оси ОХ[) на 45э
относительно плоскостей крыльев.
• ' У зенитных управляемых ракет для обеспечения высокой ма-
невренности в полете используется компоновка по схеме «утка»
(рис. 7.9, е) или же в качестве органов управления применяются
поворотные крылья (рис. 7.9, а). В первом случае воздушные рули
усположены впереди крыльев и центра масс ракеты п выпол-
няют функции только рулей направления и высоты. Прп их откло-
нении от нейтрального положения поток воздуха, набегающий па
кРЫлья, скашивается и создает па крыльях возмущающий момент
Крена. Поэтому для управления движением такой ракеты по крепу
На задних кромках ее крыльев обычно у стаиавливаются воздушные
141
рули крепа (элероны). У ракет с поворотными крыльями центр
масс лежит впереди их органов управления, а у донного среза
корпуса ставятся небольшие стабилизаторы для обеспечения ста-
тической устойчивости ракеты. Большая площадь поворотных
крыльев позволяет получить требуемые для управления полетом
аэродинамические силы /?,,кр и /?^кр при значительно меньших,
чем у воздушных рулен, углах поворота.
Органами управления крылатой ракеты обычно являются рули
высоты 1 (рис. 7.10,а), располагаемые па горизонтальном опере-
Рис. 7.10. Органы управления
крылатой ракеты
нии, руль направления 2 на
вертикальном оперении и эле-
роны 3 на крыльях, обеспечи-
вающие разворот ракеты по
Рис. 7.11. Изменение газоди-
намических сил рулен высоты
в полете
крепу. У некоторых типов крылатых ракет руль направления
может отсутствовать, а управление движением их по направле-
нию осуществляется разворотом ракеты по крену с помощью эле-
ронов (рис. 7.10,6, вид спереди). Поскольку у крылатой ракеты
подъемную силу создают в основном крылья и она перпендику-
лярна к их плоскости, при развороте ракеты на угол у подъемная
сила дает составляющую /?- на ось OZ скоростной системы коор-
динат, под действием которой центр масс ракеты смещается п
направлению (рис. 7.10,6 — вправо).
Принципы управления с помощью поворотных (верньерных)
двигателей и поворотных сопел, пластинчатых и кольцевых рулей
(дефлекторов), а также методом газодинамического отклонения
реактивной струи были рассмотрены в главе V.
На пластинчатых газовых рулях, имеющих лишь одну- степень
свободы и обтекаемых газовым потоком под углом атаки ар=3.
суммарная газодинамическая сила /?г дает проекции на оси OAj
142
(сила Qr) и ОУ, (сила /?Уг) для рулей высоты и на осн О.¥, и OZ
(сила А\г) для рулей направления. График силы А1, рулей
высоты одноступенчатой баллистической ракеты за время полета
на активном участке, а также зависимость сил Q, и руля от
угла 3 его отклонения от нейтрального положения приведены на
рис. 7.11.
Сила Кориолиса
Сила Кориолиса К — следствие влияния вращения Земли на
полет ракеты, перемещающейся относительно Земли. Как известно,
сила инерции Кориолиса, действующая па тело (ракету) с мас-
сой т, центр масс которого участвует одновременно в поступа-
тельном движении относительно некоторой системы координат и
во вращательном движении вместе с пей, определяется зависимо-
стью
К~ 2rnvQ sin еь (7.8)
где v и Q — скорость ракеты в данной системе координат и угло-
вая скорость вращения этой системы (Земли);
Ei — угол между осью вращения Земли и направлением
скорости центра масс ракеты.
Сила К перпендикулярна к плоскости, проходящей через ось
вращения Земли и касательную к траектории, и направлена в сто-
рону, откуда совмещение касательной по кратчайшему пхтп с осью
вращения происходит против часовой стрелки. Примером проявле-
ния действия силы К является подмыв правых бсреюв рек, теку-
щих в северном полушарии в меридиональном направлении. Если
река течет на север, то сила /у направлена па восток и подмывает-
ся правый берег реки. В южном полушарии, наоборот, подмы-
ваются левые берега рек.
Качественную картину влияния вращения Земли па по тег бал-
листической ракеты рассмотрим па частных примерах ее полета
по меридиональным и широтным (экваториальным) траекториям
(для пассивных участков). При стрельбе вдоль меридиана па се-
вер с экватора (рис. 7.12, а) ракета в точке старта обладает запа-
сом вращательного движения с запада на восток, определяемым
расстоянием точки старта от оси вращения Земли. Расстояние
любой точки участка ОВ траектории от этой оси больше, чем до
точки старта. Следовательно, количество вращательного движения
с запада на восток, необходимое для того, чтобы ракета остава-
лась в плоскости меридиана па всем участке траектории, должно
быть больше, чем то, которое она получила в точке старта. По-
этому за время полета на этом участке ракета отклонится от плос-
кости стрельбы (плоскости меридиана) влево, на запад. На участ-
ке ВС под действием тех же причин ракета отклонится вправо, но,
Поскольку участок ВС меньше, чем О,В, суммарное отклонение
Ракеты, вызванное вращением Земли, будет западным. При ана-
143
логичной стрельбе с больших шпрот участок О.В меньше участка
ВС п ракета в точке падения С отклонится на восток. Таким обра
зом, при стрельбе вдоль меридиана вращение Земли приводит
только к боковым отклонениям.
При стрельбе вдоль экватора на восток (рис. 7.12,6) сила Ко-
риолиса смещает центр масс ракеты в направлении внешней нор-
Рис. 7.12. К вопросу о силе
Кориолиса, вызываемой вра-
щением Земли:
а —- стрельба вдоль меридиана;
и — стрельба вдоль экватора
скпх (аэродинамических)
внутренних сил Кориолиса
мали к траектории. Следовательно,
реальная траектория (пунктирная)
пройдет выше траектории, рассчитан-
ной без учета силы Л', и ракета поле-
тит дальше. При аналогичной стрель-
бе с востока па запад отклонение по
дальности вследствие влияния враще-
ния Земли будет недолетным. Таким
образом, па экваториальных траекто-
риях полета ракет вращение Земли
приводит только к отклонениям по
дальности. При более общем сочета-
нии шпроты точки старта и азимута
пуска, отличном от рассмотренных
частных случаев, влияние вращения
Земли па полет ракеты приводит к
отклонению точки падения как по
дальности, так и по направлению.
На активном участке траектории
вращение Земли может сказаться на
работе приборов системы управления,
н суммарный эффект силы К за
время полета управляемой баллисти-
ческой ракеты может отличаться 01
рассмотренного.
Моменты, действующие на ракету
в полете
Точки приложения аэродинамиче-
ских сил (Q, R„ и R:), газодинамиче-
спл газовых (воздушных) рулей,
и дополнительных сил внешнего давле-
ния воздуха, возникающих при вращении ракеты вокруг центра
масс и распределенных по сс длине, не совпадая с центром масс
ракеты, создают моменты относительно его.
Линия действия силы тяги у баллистических ракет (кроме кры-
латых ракет, для которых момент от силы тяги учитывается!
обычно принимается проходящей через центр масс. Знание величин
моментов необходимо для решения уравнений, определяющих вра-
щение ракеты как твердого тела относительно центра масс, т. е.
относительно любой из осей связанной системы координат.
144
Из механики известно, что вращательное движение твердого
тела относительно оси, проходящей через его центр масс, под
действием моментов Л1£ от внешних сил описывается зависимо-
стью
/е = (7.9)
где I и Мг — момент инерции тела и моменты внешних сил относи-
тельно оси вращения, a s — угловое ускорение вращения.
Если данное тело разбить на большое число малых частиц, на-
пример на п, масса каждой из которых равна т„ то момент инер-
ции тела относительно выбранной оси вращения подсчитывается
как сумма п произведении масс частиц на квадрат их расстояния
г, ст оси вращения
п
I^'2irnirl- (7.Ю)
Z = 1
Запишем выражение (7.9) для баллистической ракеты относи-
тельно каждой из осей связанной системы координат. При этом в
правой его части надо взять сумму моментов относительно тех же
осей всех действующих на ракету сил, точки приложения которых
не совпадают с ее центром масс Суммарные моменты относитель-
но осей ОХ{, OYi и OZ] соответственно называют моментами: кре-
на ‘‘Цщ рыскания Му , тангажа и, исходя из природы вызвав-
ших их сил, представляют в виде суммы следующих составляющих
Ж,. ==ЖТ + Ж₽;
-'1 «Г 1 л,’
Л/. = « + М т 4- М р.
г1 1 г/
(7.П)
В формулах (7.11) составляющие Ж" представляют собой ста-
билизирующие Ж(т— тушащие и Ж₽—управляющие моменты
относительно соответствующих осей. Их физическую сущность и
качественную зависимость от различных параметров рассмотрим
иа примере момента тангажа Жг
Стабилизирующий момент тангажа Ж” создается относитель-
но центра масс ракеты, для которой угол атаки а =£ 0, силы лобо-
вого сопротивления Q и подъемная Ry приложены в центре дав-
ления С па плече 1с = ОС. При полете ракеты с нулевыми углами
атаки подъемной силы не возникает, суммарная аэродинами-
ческая сила R = Q и линия ее действия проходит через центр
масс
Поскольку при расчете траектории все силы, действующие па
ракету в полете, приводятся к центру масс, то по правилу меха-
ники при параллельном переносе сил в новую точку их приложе-
6-622 145
ния, кроме сил, прикладываются и их моменты. Момент сил Q
и Ru при их переносе в центр масс ракеты подсчитывается по за-
висимости
= QZC cina + Z?yZc cos а = (СЛ. sina + Су cos a) -^-SUZC. (7.12)
По аналогии с выражением аэродинамических сил стабилизирую-
щий момент записывается в виде
(М3)
где тг ~т*а — безразмерный коэффициент;
S,, = S — мидель ракеты;
LK — длина ракеты.
Угол атаки ракеты па активном участке мал (отсюда sina~a,
cosa~l), и коэффициент Су является его линейной функцией
Су = Ср. (7.14)
Из сравнения двух зависимостей для Л1" получаем коэффи-
циент стабилизирующего момента тангажа в виде
^г1=(Сх + Су)4/^кя = ^1я- (7-15)
Величина /И" у баллистических ракет может достигать не-
скольких десятков тысяч ньютон-метров; примерная его зависи-
мость от времени полета на активном участке приведена па
рис. 7.13. Момент Л-f" стремится уменьшить угол атаки, т. е. ра-
кета статически устойчива и ее продольная ось стабилизируется
относительно вектора скорости центра масс. Степень или запас
статической устойчивости ракеты обычно характеризуют величиной
/С = /С/Лк, характер изменения которой для баллистической ракеты
на активном участке показан на рис. 7.13. Максимум Zc соответ-
ствует примерно скорости полета Л1=^1. У баллистических ракет с
небольшой дальностью полета величина /с на активном участке
колеблется в пределах 2—15%, но некоторые образцы ракет прп
стрельбе па максимальную дальность, особенно при действии воз-
мущающих факторов, могут стать в конце активного участка ста-
тически неустойчивыми.
Перемещение центра масс ракеты вдоль оси OXt в полете
определяется изменением распределения масс ракеты по мерс вы-
горания топлива.
Отдельные образцы управляемых ракет (например, ЗУР) для
уменьшения их инерционности в полете делаются статически не-
устойчивыми, т. е. центр давления у них находится впереди центра
масс. В этом случае момент /И" называется опрокидывающим,
так как он стремится увеличить угол атаки. Стабилизация таких
146
Рис. 7.13. Изменение стабили-
зирующего момента тангажа
и статической устойчивостн
ракеты в полете
ракет в полете относительно центра масс осуществляется уже не
аэродинамической сплои ракеты, а органами управления 'откло-
няемыми по командам автомата стабилизации на дополнительные
(по отношению к требуемым программой полета) утлы рыскания
и тангажа.
Относительно оси ОХ аэродинамическая сила момента не дает,
поэтому в формулах (7.11) слагаемое /И" отсутствует. Очевидно,'
что на участках траектории выше
50-80 км полет ракет практически
не .может быть стабилизирован с по-
мощью аэродинамических сил.
Управляющие моменты относи
тельно осей связанной системы коор-
динат у баллистических раке г соз-
даются подъемными силами соответ-
ствующих газовых (воздушных) ру-
лей. Строго говоря, силы лобового со-
противления рулен также дают со-
ставляющие моментов /И₽ и .Ир , по
ими пренебрегают нз-за их малости.
Эти силы, называемые потерей тяги
на рулях, в уравнениях движения ра-
кеты обычно учитывают в так назы-
ваемой эффективной тяге Р-' — Р—4 Qr.
Момент /И₽ создается сплои Ry ру-
лен высоты на плече Zr — расстоянии
от центра масс ракеты до центра давления этих рулей. Величина
момента рассчитывается по формуле
Л51 = /?Дг = С,р^1.5Л, (7 16)
где рг, плотность и скорость истечения газов из сопла двига-
теля;
5р — площадь руля в плане.
Рабочие интервалы углов 8 у баллистических ракет составляют
0—15°, форма же газовых руглей (см. рис. 5.17, в) выбирается из
условия обеспечения постоянства положения их центра давления
в полете. Под действием реактивной струи передняя кромка рулей
обгорает и у руля, приведенного на рис. 5.17, а, центр давления
Смещался бы назад. При оптимальной же форме руля (рис. 5.17, б)
обгорающие участки лежат по обе стороны от оси вращения руля
и положение центра давления (точки приложения сил Qr и /?>г)
стабилизируется.
Тушащие моменты баллистической ракеты невелики по сравне-
нию с остальными и при исследованиях, не требующих высокой
точности движения ракет, обычно не считываются. У ракет же,
имеющих, кроме стабилизаторов, и крылья, тушащие моменты
6* 147
существенны. Их нс учитывают лишь при грубых оценочных рас-
четах. Физическую сущность тушащих моментов рассмотрим на
примере тушащего момента тангажа жидкостной баллистической
ракеты.
Момент состоит из внешнего (аэродинамического) и внутрен-
него тушащих моментов В плотных слоях атмосферы внутренний
момент мал по сравнению с внешним, но при полете в сильно раз-
реженных слоях воздуха оп приобретает самостоятельное значение
Рис. 7.14. Схема воз-
никновения внешнего
тушащего момента
тангажа
(1ак как внешний тушащий момент практиче-
ски отсутствует). Это особенно важно для
баллистических ракет с большими дально-
стями стрельбы, конец активного участка ко-
торых находится на большой высоте.
Если ракета летит со скоростью v и одно-
временно совершает разворот вокруг оси OZt
с угловой скоростью w, то каждая точка ее
поверхности будет иметь линейную скорость
вращения Дщ вокруг этой оси (рис. 7.14),
определяемую зависимостью
(л, — л0), (7.17)
где Хо и Xi — соответственно расстояние от
теоретической вершины ракеты до ее центра
масс и рассматриваемого поперечного сече-
ния. Величина Дщ зависит от радиуса враще-
ния (х{— х0) и изменяется по длине ракеты.
Поэтому результирующая скорость каждой
точки поверхности ракеты как сумма посту-
пательной скорости центра масс и Дщ будет
различной, как будут различными и прира-
щения местных углов атаки для этих точек.
Наличие Да, вызовет появление дополни-
тельных нормальных сил ДА,.!,-, суммарный момент от которых
относительно центра масс и называется внешним тушащим мо-
ментом.
Возникновение внутреннего тушащего момента обуслов-
лено силами инерции Кориолиса, действующими на перемещаю-
щиеся внутри ракеты частицы топлива и газов. Для рассмотрения
качественной картины явления выделим двумя поперечными сече-
ниями S (на расстоянии х, от носа ракеты) элементарный объем
газа в сопле двигателя (рис. 7.15), перемещающийся вдоль оси
сопла со скоростью ut. Масса этого объема Д/н — ргХДх будет уча-
ствовать в движении относительно корпуса ракеты и в переносном
(вращательном) движении вместе с ракетой вокруг оси OZ\. Сле-
довательно, па массу Д/л бхдет действовать элементарная сила
Кориолиса
Д/С = 2А/п«> и, sin 90е== 2А//гш и (7.18)
148
которая на плече х,—х0 будет давать момент относительно центра
масс ракеты, 1асящий угловую скорость <чг ;
ДЛ7- = Д/<.(л-;~л-0). (7.19)
Просуммировав элементарные моменты от сил перемещения
топлива и । азов на участках 2Щ и _2 (рис. 7.18), получим полный
момент газового демпфирования по гангажу. В заключение отме-
тим, что расчетная формула для тушащего момента имеет вид,
несколько отличный от формул стабилизирующего и управляю-
щего моментов:
-у- ЭД = S^- (7.20)
7.4. УРАВНЕНИЯ ДВИЖЕНИЯ РАКЕТЫ
Одной из основных задач теории полета является расчет траек-
торий движения ракет. Ее находят решением системы уравнений,
составленных применительно к выбранной системе координат.
Количество и характер уравнений зависят от требуемой точности
определения траектории, а значит, и необходимости учета влияния
тех или иных факторов па полет ракеты, а также от системы коор-
динат, в которой рассчитывается траектория.
Уравнения движения ракеты па активном участке
траектории
При выводе уравнений будем полагать, что ракета движется в
плоскости стрельбы (плоскость 03X3Y3 земной системы координат),
вращение Земли не учитывается, а все силы, действующие на ра-
кету, приведены по правилам механики к ее центру масс
(рис. 7.16,а). Траектория управляемой баллистической ракеты на
активном участке относится к так называемым программным, за-
149
даваемым в виде закона изменения во времени программного угла
тангажа 8цР(/). В качестве примера на рис. 7.16,6 показан вид
этой зависимости для ракеты Фау-2.
Уравнение движения центра масс ракеты, записанное для рас-
смотренной системы сил в форме закона Ньютона, имеет вид
+ Q + + (7.21)
Для получения расчетных уравнений выражение (7.21) проекти-
руем на оси скоростной системы координат (рис. 7.16,а):
— на ось ОХ
тах = Рэ cos а — Q — Ор sin 0 — РУг sin а; (7.22)
— на ось OY
тау = Р’ sin а + /?у — Gp cos 0 4- cos а. (7.23)
Здесь ax—v и ау — соответственно ускорения центра масс ракеты
вдоль осей ОХ и ОУ, причем второе равно по абсолютной величине
нормальному ускорению, определяемому соотношением
<7-24>
где v и г —скорость ракеты и радиус кривизны траектории в дан-
ной точке, который согласно законам механики выражается через
скорость движения ракеты и угловую скорость поворота 0 каса-
тельной вдоль траектории
-L = А
Г V *
(7.25)
150
Вследствие малости углов атаки баллистических ракет на ак-
тивном участке траектории sina^a, cosa^l, и тогда уравнения
(7.22, 7.23), описывающие движение центра масс ракеты, с учетом
соотношений (7.24, 7.25) примут вид
Рэ —Q —GpSinG—Р я; (7.26)
'г
mv@ = p9a + p>,__GpCObe+p . (7 27)
В рассматриваемом случае движение ракеты как твердого тела
относительно ее центра масс эквивалентно движению относительно
оси OZ\. Уравнение этого движения записывается как равенство
произведения момента инерции ракеты относительно оси OZX на
угловое ускорение вращения <и2 вокруг той же оси сумме момен-
тов относительно оси QZ\ всех сил, действующих на ракету;
Л w, == V <И, = М” + Мт -р М р ,
-?IZ- A Z3 1 2^
(7.28)
где угловая скорость = 8 и, следовательно, % = Й.
Уравнения, определяющие скорость перемещения центра масс
ракеты в земной системе координат, полечим, спроектировав век-
тор скорости ракеты (рис. 7.16, а) на оси ОДа и О3У3;
х3 = v = -и cos 0-
Уз-v.. —vs'mG.
'з
(7.29)
Уравнение связи между углами тангажа, атаки в 0, а также
уравнение, описывающее работу системы управления (канала тан-
гажа автомата стабилизации) и определяющее закон изменения
угла отклонения 8 газовых рулей от времени полета, записываются
в виде соотношений
В = 0 4- я;
ц/) =/[»(/)-&„₽(/)].
(7.30)
Программный угол тангажа 8Пр(0 отрабатывается автоматом
стабилизации по закону, принятому для данного образца ракеты и
аналогичному приведенному на рис. 7.16,6. Действительный закон
изменения угла тангажа 8(() дает решение уравнения (7.30). Та-
ким образом, искомая система уравнений, описывающая невоз.му-
151
щепное движение управляемой баллистической ракеты па актив
ном участке траектории, имеет вид
mv — Рэ - Q — бр sinH — Ryx,
mvQ - Ра* + ^,-Gpcos © + R^,
I= Л1СТ L 3JT _|_ д/р.
x3 = v cos ©;
ys — v sin ©,
H — 0 -|- a;
s (0 = /p(f)-%(/)];
m — m0 — Gt.
(7.31)
Эта система решается методом численного интегрирования. Ре-
шая ее для каждого момента полета ракеты на активном участке,
можно определить элементы траектории: V, б, 0, х3 и у3.
Уравнения движения ракеты на пассивном
участке
По аналогии с системой уравнений (7.31) составим уравнения
движения ракеты для вертикальной плоскости (в плоскости O,XY
криволинейной системы координат) без учета вращения Земли,
т. е. без учета силы Кориолиса, для системы сил, приведенной к
центру масс ракеты (рис. 7.17,а).
После выключения двигателя ракета движется под действием
лишь двух сил—аэродинамической R и веса GpIt=/ni;g (где mt- —
масса ракеты в момент выключения двигателя). Для простоты вы-
водов допустим, что ракета летит с углом атаки, равным нулю, т. с.
при R = Q. Векторное уравнение движения ракеты в этом случае
имеет вид
= Q + брк (7 32)
Проектируя его на оси ОХ и ОУ скоростной системы координат,
получим (рис. 7.17, а) по аналогии с уравнениями (7.26—7.27):
7/гкц = — Q —OpKs=n 0;
mKi'© = — GpKcos©,
(7.33)
где vQ==a„—ускорение центра масс ракеты вдоль оси ОУ (нор-
мальное ускорение);
152
G— угол наклона вектора скорости к горизонту точки
старта, связанный с углом его наклона к местному
горизонту и полярным углом следующим соотно-
шением.
© = © + 7].
(7.34)
Из формулы (7.34) следует соотношение между угловыми ско-
ростями:
0 = 0-^.
(7.35)
Нормальное ускорение
кривизны траектории, для
ап зависит, как и в формуле (7 24) от
определения которой надо отсчет углов
Рис. 7.17. Система сил, действующих на ракету на пассивном участке тра-
ектории (с), и характер изменения ее скорости и скоростного напора на
траектории (б)
наклона касательной к траектории производить все время от од-
ного направления — горизонта точки старта. Поэтому во втором
уравнении (7.33) при вычислении ап и взята угловая скорость 0
поворота касательной к траектории относительно горизонта точки
старта, а не местного горизонта
Зависимость, определяющая скорость движения центра масс
по оси OY, аналогична формуле (7.29)
у = тд = v sin 0, (7.36)
а уравнение его скорости вдоль оси ОХ может быть получено сле-
дующим образом. Если движение по оси ОХ рассматривать как
153
вращательное (по луге большого круга Земли) вокруг центра
масс О] Земли, то скорость x = v- будет линейной скоростью вра-
щения, которая равна произведению радиуса вращения (радиуса
Земли /?) на угловую скорость вращения «> = тр
гг =. (7.37)
Вектор скорости центра масс ракеты в произвольной точке пас-
сивного участка траектории спроектируем на направление местного
горизонта (рис. 7.17, fl), и тогда
г’,; = г’соз0. (7.38)
Скорость vn можно рассматривать также как скорость враща-
тельного движения центра масс ракеты вокруг центра масс Земли,
по при радиусе вращения OOx=R+y (рис. 7.17,а), где у — высота
полета ракеты. Отсюда в соответствии с формулой (7.37) находим
v„ V cos 0
io, = '6 = —=-----------------
R + у R + у
(7.39)
Подставив это выражение в формулу (7.37), получим уравне-
ние, определяющее скорость движения центра масс ракеты вдоль
оси О3Х:
R
R + v
т1 cos 8.
(7.40)
Введя во второе уравнение (7.33) соотношения (7.35) и (7.39) и
разделив почленно уравнения (7.33) соответственно на тк и т^у,
получим систему у равнений, описывающих движение центра масс
ракеты в рассматриваемом случае, т. е. при нулевом угле атаки
g’sin 0;
cos 0;
у = v sin 0;
(7.41)
R
R +
v cos 0.
В случае движения ракеты с углом атаки, отличным от пуля,
уравнение (7.32) запишется в виде
mK« = Q + ^, + OpK; (7.42)
во втором уравнении (7.33) добавится член Ry
mKt’0 =/?у — GpK cos 0, (7.43)
154
а система (7.41) примет вид
v —---—---gsin 0;
тк ь
0 = — (—-------COS 0 +
U R+y)
J7=t?sin 0;
- К л
X -------V COS 0
К + у
(7.44)
Уравнение движения ракеты относительно центра масс анало-
гично уравнению (7.28), ио, поскольку система управления ракеты
не работает, управляющий момент тангажа будет равен нулю
41%=<-,» = Л1" + Л1гТ,- (?45)
Таким образом, полная система уравнений движения ракеты на
пассивном участке траектории при угле атаки, равном нулю, в кри-
волинейной системе координат имеет вид
t,= _^_gsine;
0 = - [ g------cos 0 + А ;
\ v R У у J rnKv
I ft — VfCT -4- UT
-% + (7.46)
_y — v sin 0;
X = ---=- V COS 0,
R + .1’
»=0+7.. )
Эта система также решается методом численного интегрирования
и для каждого момента полета дает элементы пассивного участка
траектории — н, 0, г/, х, 8 (или угол атаки). Анализ результатов ее
решения показывает, что у траектории, лежащих в плотных слоях
атмосферы, т. е. в пределах 80 км, нисходящая ветвь круче восхо-
дящей. Скорость в каждой точке нисходящей ветви пассивного
участка меньше, чем в соответствующих, т. е. имеющих ту же вы-
соту, точках его восходящей ветви. На рис. 7.17,6 показан в каче-
стве примера общий характер изменения скорости ракеты на таких
траекториях в функции от времени полета (cs и ts — скорость в
вершине траектории и время полета до нее, цк п /к— эти же пара-
метры в конце активного участка, а щ и Т — в точке падения).
При решении ряда задач теории полета, koi да не требуется
знание элементов траектории па всем пассивном участке, а доста-
точно определить их лишь в нескольких точках с меньшей точно-
155
стыо, чем при численном интегрировании уравнений движения,
используются расчетные формулы так называемой эллиптической
теории.
Эллиптическая теория рассматривает движение центра масс
ракеты на пассивном участке как движение материальной точки
под действием только одной силы — силы веса GPK (рис. 7.18,а).
Сопротивление воздуха и вращение Земли не учитываются, Земля
принимается за шар радиусом А! = 6371 км, а линия действия силы
веса — проходящей через центр масс Земли (т. е. поле силы тяже-
сти принимается центральным).
Рис. 7.18. Параметры эллиптической траектории (а) и влияние ег. (при
01=0) на характер траектории ракеты (б — эллипс и окружность в -ги-
пербола)
Ввиду сложности выводы расчетных формул эллиптической
теории здесь не рассматриваются. Ниже приведены лишь расчет-
ные формулы для эллиптической дальности Хвл, высоты эллип-
тического участка траектории и времени полета Тэл (рис 7 18 а):
(7 47)
(7.48)
(7.49)
у ___ rKv.. sin- е,._____.
1 1 — (2—>к) vk cos2 Нк + (1 _ vK) ’
'Г' 2 I Г
= । -^(’o + esinac),
гДе я0— arccos—~^к и v„= —
е
gK—ускорение силы тяжести в точке К;
гк — R+ Ук—полярный радиус для точки К в по-
лярной системе координат;
£ = — (2—vK) vKcos20K — эксцентриситет эллиптической траек-
тории.
156
По приведенным формулам рассчитываются элементы пассив-
ного участка траектории на отрезке KSKt (рис. 7.18, о), принимае-
мого, таким образом, за дугу эллипса, остальная часть которого
находится внутри Земли, а удаленный от вершины S фокус совпа-
дает с центром Земли. Дальности А'эл по формуле (7.47) соответ-
ствует дуга /(/<! (ряс. 7 18, а), причем высота точки К\ равна вы-
соте ук. По этой же формуле может быть рассчитана и отвечающая
этому участку траектории наземная дальность Хлк по дуге АВ,
если в формулу (7.47) вместо гк подставить радиус Земли R. '
Результаты расчетов по формулам (7.47—7.49) будут тем ближе
к параметрам траектории, рассчитанной по системе уравнений
(7 41), чем выше точка К и, следовательно, чем меньше влияние
сопротивления воздуха на полет ракеты. Например, если двига-
тель выключен на высоте 20 км, то ошибка расчета дальности
Х.1В = 300 км по формуле (7.47) составляет 8%, а при 50 км —
0,1%.
Исследования показывают, что если, не меняя высоты ук вско-
рости ок ракеты в момент выключения двигателя, изменять угол
наклона вектора скорости к горизонту 0К, то при некотором зна-
чении угла 0К = 0* можно получить максимум дальности Хал
Угол 0* называется углом максимальной дальности и опреде-
ляется по формуле
tg- е; = У\ - vK.
(7.50)
Каждой дальности Хэл отвечает свой угол 0* причем с ростом
дальности величина его уменьшается. Например, при дальности
1000 км этот угол равен примерно 43°, а уже при дальности
5000 км — лишь 37,5е. Эллиптическая теория, кроме формул
(7 47—7.49), определяющих значение основных параметров пас-
сивного участка, имеет зависимости для расчета элементов эллип-
тической траектории и в промежуточных точках
Из рис. 7.18,а следует, что полная дальность полета на пассив
ном участке равна
^njc — л лс — лв + ^вс- (7.51)
Дальность Хвс по поверхности Земли (дуга ВС), отвечающая
участку траектории KjC, рассчитывается по формуле
*вс = г'к “OS 0K (H^sitf0K + 2g1(A - т-к sin ©J- (7.52)
Эллиптическая теория позволяет оценить величину первой и
второй космических скоростей. Анализ эллиптических траекторий
показывает, что при эксцентриситете е>1 они представляют собой
гиперболу, при е~1 — параболу, а при е<1—эллипс (в частном
случае при е=0 — окружность). При е = 1 получим
(2- vK) cos-’0,-0. (7.53)
Отсюда прп любых углах 0К * 90° будем иметь vK = 2 и при
гк = /? получаем с’к = t?2i. = 11,18 км/сек вторую космическую ско-
рость. Запущенная вблизи поверхности Земли (при 0К — 0) с на-
чальной скоростью г0 = с'2к ракета движется по параболе, выходит
из поля земного тяготения и обратно не возвращается. По мере
удаления от поверхности Земли (рис. 7.18, в) скорость у2к умень-
шается и примерно на высоте 318 км составляет около 10,9 км]сек.
Аналогичный анализ формулы для эксцентриситета при е>1 по-
казывает, что дтя полета ракеты по гиперболе необходима при-
земная скорость более 11,18 км/сек. Если принять е~ 0 и для про-
стоты 0{ = О, то путем несложных преобразований из выражения
для эксцентриситета получаем v — цкр —7,9 км/сек. Это первая
космическая (или круговая г'кр) скорость. При такой скорости
(если не учитывать сопротивление воздуха, а угол наклона век-
тора скорости к горизонту принять равным нулю) ракета, запу-
щенная вблизи поверхности Земли, будет облетать Землю по кру-
говой орбите, т. е. станет ее спутником (рис. 7.18,6). Расчеты по-
казывают, что по мере удаления от поверхности Земли величина
круговой скорости, необходимая для движения спутника по круго-
вой орбите, уменьшается и, например, для высоты 300 км состав-
ляет около 7730 м/сек. При этом, если в момент выведения на ор-
биту спутник имел скорость о2к>с'0>оКр (для данной высоты над
поверхностью Земли), орбита его будет же эллиптической
(рис. 7.18,6), а точка выведения — перигеем, т. е. точкой наимень-
шей высоты спутника над поверхностью Земли. Такова орбита у
советских спутников типа «Космос».
При скорости г'к = ^о<^'кр траектория спутника будет представ-
лять собой эллипс, точка выведения К—апотей, т. е. точку макси-
мального удаления спутника от поверхности Земли. Траектория
спутника при этом пересечет поверхность Земли.
7.5. УСТОЙЧИВОСТЬ И УПР,ХВЛЯЕМОСТЬ РАКЕТЫ
Маневренность
Маневренностью ракеты называют способность совершать под
действием управляющих сил движение по криволинейной траекто-
рии. Управляющими принято называть силы, приложенные к цен-
тру масс ракеты, перпендикулярные (нормальные) к направлению
движения, т. е. вектору скорости ракеты, и способные изменять
направление ее движения. Управляющие силы или величины, ха-
рактеризующие их действие, будут определять и маневренность
ракеты. Сравнение ракет по маневренности и оценка ее произво-
дятся по величине нормальных перегрузок
Рэ° + Л
л.,-----—:
> 6р
(7-54)
158
Величина nv (или omax— угла отклонения газовых рулей вы-
соты) зависит главным образом от предельно допустимого в по-
лете для данной ракеты угла атаки <хтах- При больших углах атаки
ухудшается статическая устойчивость ракеты, нарушается линей-
ный характер зависимости (одно из необходимых условий при про-
ектировании системы управления) моментных характеристик от
углов атаки и существенно возрастает величина составляющей
аэродинамической силы по оси ОУь по которой в основном опре-
деляется запас прочности ракеты.
Для каждой ракеты величина аШах определяется характеристи-
ками системы управления, конструкцией ракеты и аэродинамиче-
ской формой, а также оптимальным соотношением между запасом
прочности и весом ракеты.
Оценка маневренности ракет производится обычно в процессе
ее проектирования. Выбором соответствующих характеристик про-
• ектируемого образца обеспечивается возможность полета по про-
граммной траектории. Увеличить маневренность ракеты, как это
следует из формулы (7.54), можно лишь за счет увеличения 7?
(практически за счет увеличения площади оперения). Но на боль-
ших высотах полета, где роль аэродинамических сил снижается
(ограничения атах по прочности и статической устойчивости осла-
бевают), основным средством обеспечения маневренности стано-
вится сила тяги.
Вид активного участка траектории определяется конструкцией
ракеты, ее системой управления, а также программой (рис. 7.16, б),
в свою очередь зависящей от первых двух факторов. Вид про-
граммы, как утверждается в зарубежных источниках, определяется
при проектировании ракет, исходя из следующих положений.
1. Начальный участок программы должен соответствовать виду
I старта. Обычно для баллистических ракет применяется вертикаль-
ный старт ввиду простоты и удобства, а также значительно мень-
ших боковых перемещений ракеты в первые секунды полета, чем
при наклонном старте. Продолжительность участка О/д
(рис. 7.16,6) определяется временем, необходимым для того, чтобы
ракета вышла на режим устойчивого полета. При небольших ско-
ростях полета — в первые секунды после отделения ракеты от стар-
тового устройства — стабилизирующий момент ракеты невелик
(так как мал скоростной напор -Чу— , поэтому даже небольшие
отклонения газовых рулей приводят к появлению значительных
угловых скоростей поворота ракеты относительно центра масс. Это
вызывает нарушение расчетного характера движения в начале
участка программного разворота (рис. 7 16,6) и может привести
к тому, что ракета сойдет с программной траектории. Время полета
на участке OtA зависит от конструкции ракеты (например, для
Фау-2 оно составляло 4 сек).
2. Закон 9пр(0 на участке ВК (рис. 7.16,6) должен обеспечить
I максимальную дальность стрельбы и минимальное рассеивание.
159
Чтобы выполнить эти в известной степени противоречивые требо-
вания, на участке ВЛ выдерживается оптимальная зависимость
&пр(0> при этом угол 0 вблизи точки К берется близким к углу 0'.
3. Стрельба по возможности должна во всем диапазоне дально-
стей данного образца ракеты вестись с одним программным меха-
низмом (это существенно упрощает конструкцию системы управ-
ления).
4. Программа должна соответствовать маневренным качествам
и прочностным характеристикам ракеты. Для обеспечения прочно-
сти ракеты и устойчивости ее полета участок околозвуковых скоро
стен (М — 0,8-г-1,2), где скоростной напор достигает максимума,
ракета по программе должна проходить с минимальными или пу-
тевыми углами атаки.
О’;
Возмущения, действующие на ракету в пол
Понятие об устойчивости движения
. -
Траектория полета реальной ракеты отличается
траектории в результате воздействия на ракету ра«
тающих факторов. Для данного образца ракеты на ка*.
ность полета существует область пространства, называем
кой траекторий, осью которой является невозмущенная или ц..
четная траектория. Вероятность выхода за пределы трубки люои>.
траектории, отвечающей практически возможному сочетанию ве-
личин возмущений, достаточно мала. Сечение трубки плоскостью
горизонта в районе цели дает эллипс (или круг) рассеивания ра-
кеты (рис. 7.19, а). По времени действия на ракету эти факторы
делятся на кратковременные и постоянные.
К кратковременным возмущающим факторам, воздействующим
на ракету в течение сравнительно небольшого отрезка времени,
можно, например, отнести порывы ветра, кратковременные нару-
шения режима работы двигателя («хлопки»), ошибки установки
ракеты на стартовом агрегате, ложные токи в системе управления
и т. д. Возмущения такого рода нельзя учесть при подготовке дан-
ных для пуска, поэтому они относятся к числу причин, вызываю-
щих рассеивание ракет. Примером постоянно действующих возму-
щающих факторов можно считать отклонения конструктивных ха-
рактеристик ракеты от их расчетных значений в результате до-
пусков на изготовление и монтаж агрегатов, отклонения метео-
условий полета от табличных, систематические ошибки работы
элементов системы управления, вращение Земли. Некоторые из
этих возмущающих факторов при подготовке пуска учитываются
(например, отклонение метеоусловий полета от табличных, влия-
ние вращения Земли), но этот учет сопровождается определенны-
ми ошибками, поэтому действие данной группы факторов также
приводит в конечном счете к отклонению ракет от цели.
В качестве примера постоянно действующего возмущения, не
учитываемого при подготовке данных для пуска, рассмотрим втия-
160
пие перекоса линии действия силы тяги. Если ось камеры сгорания
двигателя оказалась смещенной относительно продольной оси ра-
кеты (например, в плоскости стабилизаторов I III), ю сила тяги
Р на всем активном участке будет на плече А давать относительно
центра масс возмущающий момент Л/®, стремящийся развернуть
ракету вокруг оси OZ( против часовой стрелки (рис. 7.19,6). Для
создания компенсирующего управляющего момента газовые рули
высоты будут повернуты на дополнительный \гол относительно
программною угла отклонения 6Пр.
направлениям осей О А', и ОУ,,
видим, что поступательное дви-
жение центра масс ракеты обес-
печпвяг- меньшая (чем Р) сила
~ss, а появившаяся
Разложив вектор силы тяги по
.. тдерекоса составляю
ДР —Р sin г будет
итр масс ракеты вниз
траектории. Все
такому измене-
лобового сопротивле-
нии, эффективной силы
л времени набора требуемой
скорости пк и параметров конца
активного участка, что дальность
полета ракеты уменьшится.
У неуправляемых баллистиче-
ских ракет перекос (как и экс-
центриситет) силы тяги сильно
Рис. 7.19. Трубка траектории (о) и
возмущающий момент от перекоса
силы тяги (6)
сказывается на рассеивании (причем по направлению больше,
чем по дальности). Для уменьшения этого влияния у таких ракет
на активном участке обычно осуществляется проворот самих ра-
кет (с помощью вспомогательных двигателей) вокруг продольной
оси, что приводит к совпадению среднего положения линии дейст-
вия силы тяги с касательной к траектории.
Возмущающие факторы обычно разделяют па баллистические,
метеорологические и геофизические. К основным факторам первой
группы относят отклонения от номинального (табличною) значе-
ния таких параметров, как стартовый вес ракеты, секундный рас-
ход и удельная тяга двигателя (удельный импульс топлива). В ка-
честве основных метеорологических возмущений принимают откло-
нение температуры и давления воздуха от табличных и ветер.
.Основными геофизическими возмущающими факторами являются
отклонение ускорения силы тяжести от табличного значения и вра-
щение Земли.
Степень влияния различных возмущающих факторов на полет
ракеты неодинакова и устанавливается с использованием доста-
точно сложного математического аппарата при исследовании устой-
чивости движения. Поэтому ограничимся лишь рассмотрением
161
основных понятий и определений, связанных с решением дайной
задачи.
Движение баллистической управляемой ракеты считается устой-
чивым, если действие любых возможных возмущающих факторов
приведет к отклонению возмущенной траектории от невозмушен-
ной на величину, не превышающую некоторых пределов, установ-
ленных, исходя из требовании заданной кучности стрельбы, проч-
ности и управляемости ракеты. Обычно отдельно исследуется
устойчивость движения центра масс ракеты по траектории и устой-
чивость вращательного движения ее вокруг центра масс как на
активном, так и на пассивном участке траектории.
На активном участке определяются отклонения угловых пара-
метров движения ракеты и органов управления от их расчетных
значений под воздействием возмущений. Это позволяет оценить
выполнение условий управляемости и прочности ракеты, а также
отдельные вопросы кучности стрельбы. На пассивном участке оце-
нивается влияние начальных условий движения, отклонений кон-
структивных характеристик ракеты и условий полета па характер
колебательного движения ее относительно центра масс.
7.6. ОСНОВЫ ТЕОРИИ ПОПРАВОК
Поправки — это отклонения параметров or их номинальных
(табличных) значений, взятые с обратным знаком. Теория попра-
вок учитывает влияние лишь тех факторов, величины которых
можно достаточно точно определить либо аналитически, либо пу-
тем специальных измерений. Возмущения, точность и достовер-
ность которых недостаточны, теорией поправок нс учитываются и
относятся к причинам, вызывающим рассеивание.
При решении задач теории поправок используются так назы-
ваемый метод разностей и метод дифференциалов. Рассмотрим их
сущность на примере определения отклонения полной дальности
стрельбы ракеты вследствие влияния различных возмущении па
активном участке траектории. Полная дальность в криволинейной
системе координат и при нормальных условиях полета равна сумме
дальности активного участка хк и пассивного Хпас, причем Х„ас бу-
дет в основном определяться следующими параметрами конца
активного участка:
vK, У К, И Ск = -^- 10\
где Ск—баллистический коэффициент ракеты;
Сг (ЛИ . ,
1 ~ ~С--(ИГ — коэффициент формы ракеты, равный отношению
коэффициента Сх (функции лобового сопротивления воздуха) к
некоторой «эталонной» функции С^т Следовательно,
X ~ Л'к + ^пас (®к> J’k, ©к> ^к)- (7.53)
162
В результате воздействия возмущений параметры в конце ак-
тивного участка получат приращения Алу, Дщ;, Дщ., Д0К и ЛСИ.
Полная дальность X, отвечающая таким условиям почета, будет
равна
X = (-^к "Т ^к) X пас (vK -Т At'K, J-'K -Т A j'K, 0К -|~ Д0К>
ск + ДСК). (7 56)
Для определения отклонения дальности, соответствующего
влиянию указанных возмещений на активном участке траектории,
по методу разностей надо из зависимости (7.56) вычесть зависи-
мость (7 55)
• АА' = Дл'к-Ь АЛгис (T'K + Днк, + Д_ук, 0К + Д0К, Ск + ДСК) —
- Aznac (г-к, JK, 0К, Ск). (7.57)
Следовательно, при нахождении поправок методом разностей
рассчитываются элементы траекторий при действительных и таб-
личных условиях стрельбы, из первых вычитаются вторые и ре-
зультат с обратным знаком дает величину искомой поправки. ЛАе-
тод разностей обычно применяется тогда, когда отклонения пара-
метров, определяющих условия полета (пли величины возмуще-
ний), достаточно велики. В противном случае используется более
простой, хотя и менее точный, метод дифференциалов.
Так как приращения Дг'к, At/K, Д©к, ЛСК в методе дифференциа-
лов принимаются малыми, то, разложив второе слагаемое зависи-
мости (7.57) как функцию в ряд и отбросив члены, содержащие
величины второго н более высокого порядка малости, получим
^пас (г'к + Аг'к, ук + Д VK, 0,; -f- Д0К, Ск + ДСК)
А'пас (*'к> VK, 0К, Ск) + Дт’к +
+ Дд/К + Д0К + ДСК. (7.58)
о гк </е)к <)< к
Подставив это выражение в формулу (7.57), получим зависи-
мость для расчета поправок в дальности по методу дифференциа-
лов
I + 4С- (7.59)
Множители, стоящие перед приращениями Дцк, Ai/K. Д©к, ДСК,
Называются основными поправочными коэффициентами и по фи-
зическому смыслу представляют собой отклонения дальности по-
163
лета при отклонении соответствующего параметра точки К (oK, Ук,
0к или Сь) на единицу (в которых измеряется соответствующий
параметр).
В связи с развитием электронновычислительных машин в на-
стоящее время широко используется при определении поправок
метод разностей. Этим же методом на основе численного интегри-
рования систем дифференциальных уравнений движения ракеты
определяются и поправочные коэффициенты в зависимости (7 61).
В соответствии с этапами решения задач теория поправок де-
лится на два раздела: теорию поправок для активного и теорию
поправок для пассивного участка траектории. Теория поправок для
активною участка определяет отклонения элементов его конца,
вызванные воздействием за время полета на активном участке от-
клонений конструктивных характеристик ракеты и условий полета
от нормальных. Теория поправок для пассивного участка опреде-
ляет отклонения от нормальных значении элементов пассивного
участка траектории, обусловленные отклонением параметров конца
активного участка и влиянием условий полета на пассивном
участке.
Основным методом решения задач теории поправок для актив-
ного участка является метод разностей, по при известных попра-
вочных коэффициентах для параметров точки выключения двига-
теля и небольших отклонениях параметров возмущенной траекто-
рии для точки К от табличных поправки могут быть подсчитаны и
по зависимостям метода дифференциалов:
Svк = v,AtK
К ЦК ‘’
4
п _
п ___
Дл-К — Л'КА/К +
Ад = гкА/к + У АХ ;
Е к к I Р
i=l
п
дйк = ёл + У-^у,.
i-1 J
(7.60)
В уравнении (7.60) Х; учитываются условия полета (темпера-
тура воздуха, секундный расход топлива и г. д.) а АХ,— отклоне-
ния их значений от табличных (т. е. возмущения). Частные произ-
водные под знаком суммы известные поправочные коэффициен-
ты. Отклонение времени работы двигателя Д/1: определяется из ре-
164
щения уравнения, описывающего работу системы управления даль-
ностью полета.
Если выключение двигателя происходит по псевдоскорости (см.
гл. VIII), то автомат управления дальностью подает команду на
отсечку тяги при равенстве действительной и расчетной величии
псевдоскорости (t'nK=fIIhl ).
Иначе это условие можно записать
(у
J’k+ f^s-n»Jz = rKp+ ) (7.61)
o' 0
где цПк> I'k, ^пкр, г’кр — соответственно действительные и расчетные
значения псевдоскорости щ и истинной скорости v в момент вы-
ключения двигателя. По аналогии с (7.6) можно записать
п
^'пК=(7
Z—1 1
откуда, поскольку Дс’пк=уШс — Упкр=0, пол\чаем
Х = (7.63)
v ик i—j 1
Подставляя это выражение в формулы (7.60), получаем их окон
нательное выражение для случая управления дальностью по псев
доскорости
Влияние начальных условий полета (отклонений параметров
конца активного участка) для пассивного участка на его дальность
оценивается по формуле (7.59), а на боковое отклонение в точке
падения — по зависимости
Az = Дгк + гк7'пас) (7 64)
где zK = vZk—боковая скорость центра масс ракеты в точке вы-
ключения двигателя;
' 7ца<- -—время полета ракеты на пассивном участке.
Основным методом учета влияния условии полета на пассивном
участке траектории на его параметры в любой точке также яв-
ляется метод разностей. В этом случае (как и для активного
частка) перед интегрированием системы уравнений возмущенного
Движения ракеты необходимо точно определить расчетные зависи-
мости возмущающих сил и моментов, действующих па ракету в по-
лете, от условии полета и параметров траектории. В кратком изло-
жении основ теории полета, каким является эта глава, невозможно
Привести подробное математическое обоснование современных рас-
четных зависимостей теории поправок. Поэтому последующее из-
ложение материала направлено- главным образом па раскрытие
Физической картины воздействия основных возмущений на полет
165
ракеты. Оценка этого воздействия для случая управления дально-
стью по пссвдоскорости будет производиться по характеру изме-
нения полной дальности полета.
Влияние баллистических возмущений
Рассмотрим влияние отклонения стартового веса на полет ра-
кеты, приняв для определенности, что стартовый вес ракеты боль-
ше табличного. Из первого уравнения системы (7.31)
Рис. 7.20. Характер изменения скорости (а. г) и псевдоскорости (б) при
действии возмещений и изменение С,: при изменении упругости воздуха (б)
следует, что у более тяжелой ракеты как скорость, так н псевдо-
скорость па активном участке будут нарастать медленнее, чем \
ракеты с табличным весом (цр и оир). При управлении дальностью
по пссвдоскорости, как это следует из уравнения (7.61), выключе
ние двигателя у ракеты с увеличенным стартовым весом произой-
дет позже, а скорость в конце активного участка vK будет меньше
табличной г’кр (рис. 7.20,6). Следовательно, за счет влияния увели-
ченного стартового веса (за время полета на активном участке)
ракета полетит па меньшую дальность.
Масса такой ракеты в момент выключения двигателя тк будет
166
больше, чем табличная. На пассивном участке, как это следует нз
первого уравнения системы (7.46)
~----gsin 0,
(7.66)
отрицательное ускорение силы лобового сопротивления воздуха
, ' Q \
(т. е. величина ——- I у оолее тяжелой ракеты будет меньше,
чем у ракеты с табличным стартовым весом. Следовательно, ско-
рость у более тяжелой ракеты будет убывать медленнее, и ракета
(за время полета на пассивном участке) полетит на большую даль-
ность. Этот эффект на пассивном участке, очевидно, будет тем
Сильнее, чем большая часть траектории будет лежать в плотных
слоях атмосферы. Суммарный эффект влияния увеличенного стар-
тового веса на отклонение по дальности зависит от того, влияние
какого участка траектории будет преобладать, т. е. в конечном
счете тоже от дальности полета, так как величины активного и
пассивного участков определяются дальностью. При уменьшении
стартового веса ракеты рассмотренная по участкам траектории
картина его влияния будет обратной.
Влияние отклонения секундного расхода топлива можно про-
следить по аналогичной схеме. Предположим, что он меньше таб-
личного. Следовательно, и величина силы тяги двигателя в любой
момент времени полета на активном участке станет меньше номи-
нальной. Тогда по уравнению (7.65) скорость и и псевдоскорость
v„ будут нарастать медленнее (см. рис. 7 20, а, б). За счет влияния
уменьшенного секундного расхода на активном участке получим
ДУк = с’к — 1-кр<0—ракета полетит па меньшую дальность.
Масса ракеты пгк в точке К будет больше табличной, и это при-
ведет за время полета на пассивном участке к такому же эффекту,
как и при увеличенном стартовом весе. Суммарный эффект влия-
ния уменьшения секундного расхода на величину и знак отклоне-
ния точки падения ракеты также будут зависеть от дальности ее
полета.
Если, наконец, удельная тяга двигателя в пустоте меньше таб-
личной, то эффективная тяга двигателя
= Pyi. п Gg - /7а Рп - 4Qf
(7.67)
за время полета на активном участке также будет меньше расчет-
ной.
Скорость ракеты будет нарастать медленнее, двигатель выклю-
чится позднее (рис. 7.20, б, а), и ракета полетит па меньшую даль-
ность. Рассмотренные картины влияния отклонений секундного
расхода и удельной тяги будут обратными при изменении знаков
Отклонений.
167
Влияние метеорологических возмущений
Рассмотрим случай, когда атмосферное давление plt больше
табличного. При этом предположении тяга Р3 будет меньше рас-
четной, а плотность воздуха увеличится, значит, увеличится и сита
. обового сопротивления воздуха Q. Скорость ракеты (согласно
уравнению 7.65) станет нарастать медленнее (рис. 7.20, а) и в точ-
ке К будет меньше расчетной. Ракета за счет влияния увеличен-
ного давления воздуха за вр< мч полета па активном участке тра-
ектории полетит на меныпую дальность. В побей точке пассив-
ною участка увеличение силы Q также приведет (согласно урав-
нению 7.66) к уменьшению скорости относительно ее значения при
табличной величине атмосферного дав тения, а следовательно, и
к недолету. Таким образом, увеличение давления воздуха на всей
траектории ракеты приводит к уменьшению дальности ее полета.
Изменение температуры воздуха влияет на параметры траекто-
рии ракеты через изменение плотности и упругости (скорости зву-
ка) воздуха. Рассмотрим это влияние для случая, когда темпера-
тура воздуха больше табличной.
В этом случае плотность воздуха, а следовательно и сила лобо-
вого сопротивления ракеты уменьшатся, что в соответствии с урав
непием (7 65) приведет к нарастанию скорости па активном участ-
ке (см. рис. 7.20, г). Ракета в конце активного участка траектории
будет иметь большую скорость и полетит па большую дальность
По рост температуры воздуха приведет к увеличению скоросп
звука в воздухе и уменьшению числа Маха:
а = Vl,4gRT-, М = . (7.68)
Следовательно, значения коэффициента Сх силы лобового со-
противления (рис. 7.20,в) прп повышенной температуре воздух.:
будут соответствовать уже значениям чисел М2, а не Mi отвечав
щих табличной температуре. Поскольку средняя скорость ракеты
на активном участке сверхзвуковая (МСр>1). рост температуры
воздуха приведет к росту Сх (рис. 7.20, в) и силы лобового сопро-
тивления ракеты, т е. закон изменения скоростей v и i'n на актив-
ном участке траектории будет соответствовать графикам
рис. 7.20, а, б. Ракета в точке К будет иметь (за счет влияния тс
пературы сказывающейся через упругость воздуха) скорое
меньше табличной и. следовательно, не долетит до цели.
На пассивном участке траектории, где средняя скорость полета
ракеты также сверхзвуковая, влияние отклонения температу к
воздуха на дальность полета аналогично. Очевидно, что с рост
дальности полета, по мере выхода верхней части траектории
пределы слоев атмосф<ры это влияние будет ослабевать. Вектор
скорости ветра ш при оценке его влияния на полет ракеты обыч
раскладывается на продольную (в плоскости пуска) и боко-
вую U'z (перпендикулярную к плоскости пуска) составляющие
168
Рассмотрим влияние продольного ветра, взяв для примера по-
пугнып ветер (рис. 7.21,а). Величина силы Q ракеты определяется
ее скоростью vr При отсутствии ветра скорость vr равна скорости
v относительно Земли, а прп наличии ветра опредетяется соотно
шением
vr - v — га г ил и vr = v — wг.
(7.69)
Из рис 7.21,о видно, что ог меньше V, т. е. прп попутном ветре
сила лобового сопротивления воздуха будет меньше, чем при без-
ветрии; ракета в конце активного участка (как это следует из
уравнения 7.65 и рис. 7.20, е) приобретет скорость vti больше таб-
личной, п полетит (за счет влияния гая на активном участке) па
большую дальность.
Рис. 7.21. Влияние ветра (а. б) и отклонения ускорения си ты тяже
ctii (в) на полет ракеты
В любой точке пассивного участка прп попутном ветре сила
лобового сопротивления Q также будет меньше, чем при безветрии,
скорость ракеты превысит табличные значения, что и приведет к
еще большему увеличению дальности. Таким образом, попутный
ветер на всей траектории управляемой баллистической ракеты npi-
водит к увеличению се дальности. Встречный ветер дает обратный
эффект.
Влияние бокового ветра рассмотрим для случая, когда он дует
слева Поскольку wx<^ v, можно положить vr~v, т. е. боковой
Ветер значительного влияния на дальность полета не оказывает.
Вследствие обдува ракеты боковым потоком воздуха со скоростью
юг возникает боковая составляющая сила сопротивления воздуха
(рис. 7.21,6), приложенная в центре давления С и развора-
чивающая ракету вокруг оси OYt против часовой стрелки.
Перенеся по правилам механики силу /ф. в центр масс, полу-
чим, что ракета (например, неуправляемая баллистическая) при
боковом ветре будет перемещаться по траектории с углом сколь-
жения 3. На активном участке траектории, поскольку сила
Rz._ (рис. 7.21,6), это приведет к смещению центра масс от
Плоскости пуска в сторону, откуда дует ветер На пассивном участ-
169
ке, где P = /5z = 0, сила 7?^ будет сносить центр масс ракеты по
ветру. Знак и величина суммарного бокового отклонения точки па-
дения такой ракеты от цели за счет действия бокового ветра опре-
деляются ее конструктивными особенностями и соотношением вре-
мени полета на активном и пассивном участках траектории.
Влияние геофизических возмущений
Рассмотрим влияние на полет ракеты ускорения силы тяжести.
Как видно из уравнении (7.67 и 7.68) и рис. 7.20, а, б, влияние
этого фактора на активном участке траектории аналогично влия-
нию увеличенного стартового веса двигатель ракеты выключится
при ск, меньшей табличной, и ракета за счет действия повышен-
ного по сравнению с табличным ускорения силы тяжести за вре-
мя tK полетит на меньшую дальность.
На восходящей ветви KS пассивного участка (рис. 7.21, в) при
увеличенном g скорость будет падать быстрее (см. первое уравне-
ние системы 7.46), чем па табличной траектории и дальность по-
лета уменьшится. На нисходящей SC эффект будет противополож-
ным, а так как время полета по дуге SC больше, чем по дуге KS,
то влияние увеличенного ускорения g на пассивном участке траек-
тории, сказывающееся через изменение скорости ракеты, в конеч-
ном счете приведет к небольшому увеличению дальности. Но, как
следует из второго уравнения системы 7.46, при большем g угол 6
на всем пассивном участке возмущенной траектории убывает быст-
рее, чем па табличной, т. е. возмущенная траектория проходит
ниже (рис. 7.21,/?) и будет недолет. Простой расчет показывает,
что это влияние преобладает над первым и, таким образом, воз-
действие увеличенного ускорения па всей траектории приводит к
недолету.
Качественное влияние вращения Земли па полет ракеты для
частных случаев рассмотрено в разд. 7.3. Количественную оценку
в общем случае расположения траектории ракеты па поверхности
Земли можно провести методом разностей, интегрируя системы
(7.31) и (7.46), в правых частях первых уравнений которых надо
учесть в качестве возмущающей силы силу Кориолиса.
Но зависимости общего вида, учитывающие влияние вращения
Земли па отклонение по дальности и по направлению, можно по-
лучить и на основании упрощенных условий полета, например из
уравнений так называемой параболической теории, рассматриваю-
щей движение центра масс ракеты на пассивном участке в пустоте
под действием только силы GrK=mKg. Кривизна Земли не учиты-
вается, и уравнения выведены в земной системе координат. Для
простоты выводов отклонения по дальности Д/Y и по направле-
нию AZ, вызванные вращением Земли, будем рассматривать пе в
точке падения С, а в точке Ль высота которой равна ук
(рис. 7.22, а).
170
Уравнения певозмущешюго движения центра масс ракеты по
параболической теории записываются в виде
х = 0; = = (7.70)
Соответственно уравнения возмущенного за счет влияния силы
Кориолиса К движения определяются соотношениями;
ХВ ~~ Х +
Ув =У + Av = -wKy -
zB = z + \z = —wKi.
(771)
Рис. 7.22. К вопрос} о влиянии вращения Земли на полет ракеты
Здесь а'кх, Шкщ Wkz—проекции ускорения силы Кориолиса па оси
земной системы координат (знак и’к противоположен знаку
силы К)', хр, у в, Zb — ускорения возмущенного движения, отли-
чающиеся от ускорений невозмущенного, определяемых уравнения-
ми (7.70), на величину приращений ускорений, вызванных дей-
ствием силы К:
хв — х-т Ах;
J'b = J'+ Aj;
zB = z + Аг.
(7.72)
Вычитая из уравнений (7.71) почленно уравнения (7.70), полу-
чаем так называемую систему уравнений возмущенного движения
Центра масс ракеты в отклонениях:
Дх= -К’КЛ;
А У = —®кУ;
Дг = -^.
(7.73)
171
Проекции t£>K.v, wKy, щкг определяются соотношениями:
К'кг == 2 (Йуг/г — ОЛ'У);
и'ку = —2 (йл Л — Qr^);
те'кг = 2 (Йд.г’у — Йу^),
(7.74)
но?си??с™и^7и7т^ПОЛУЧаЮТСЯ Пр" интегРиРопаиии певозмтшен-
Динат;
проекциям ок па оси земной системы коор-
1>х = с'к COS ек;
г'у — £’к sin ~g(A
^ = 0.
(7.75)
Проекции Qf угловой скорости вращения Чем™ m ,
легко могут быть получены из рис. 7.22,5, где ось X' явпяется га"
сателыюи к меридиану в точке старта: является ка-
Hj, — Q cos В cos А;
Пу = Q sin В;
Нг ~ ~Q cos В sin А.
Г.76)
Подставляя соотношения (7 74 ,, 7
ПИЯ Земли (рис. 7.22,0): вызванные влиянием враще-
дк =-----
1 tgeK 6
AZ = -JbTL о Й7'3 о
2tg0K W.v--6“Q-
Суммарное отклонение по дальности (рис
ке, вызванное действием силы Л, будет равно
ДАЛ = AA'j + -АН
>Е©к '
(7.77)
7 22,о) в этой точ-
(7.78)
3
)
падения ракеты п
ачим ооразом, искомые отклонения точки ппдс;;д„ pai4Vlol llt,
дальности и направлению за счет вращения Земли с учётом соот-
172
ношений (7.76) определяются по параболической теории
мости вида:
ДА = tg2~eK----------1 1 & cos sin Л = С cos В sin Л;
Q sin В — —Q cos В cos Л =
= D sin В — Е cos В cos Л.
зависи-
(7.79)
Поскольку, формулы (7.79) получены без учета силы сопротив-
ления воздуха, их точность при малых дальностях полета, когда
/JZ
Рис. 7.23. Боковое отклонение точки падения
вследствие вращения Земли
значительная часть пассивного участка траектории (или целиком)
лежит в плотных слоях атмосферы, будет недостаточно высокой.
С ростом дальности полета все большая часть пассивного участка
траектории будет выходить за пределы атмосферы и зависимости
(7.79) все точнее будут отражать количественное влияние силы К
на величины АХ и AZ.
Для качественной оценки влияния вращения Земли па знак от-
клонений точки падения ракеты при различных сочетаниях ши-
роты точки старта В и азимута пуска А удобно пользоваться гра-
фиками, построенными по зависимостям (7.79). График ДХ
(рис. 7.22, в) приведен только для северного полушария (для
южного — аналогичные кривые, симметричные относительно оси
ординат), а график AZ (рис. 7.23) —для всех значений широты
точки старта В.
Глава 8
СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТ
8.1. НАЗНАЧЕНИЕ И КЛАССИФИКАЦИЯ
Управление движением ракет применяется для повышения
точности пусков. Оно состоит из наведения и стабилизации ракеты,
выполняемых, как правило, автоматически с помощью комплекса
приборов, называемого системой управления.
В отдельных случаях применяется полуавтоматическое наведе-
ние ракет, предусматривающее участие оператора.
Аппаратура наведения состоит из приборов для определения
координат ракеты и цели, вычислительных устройств для расчета
требуемой траектории движения ракеты, а также каналов связи
пункта управления с управляемым объектом.
Приборы системы стабилизации, называемые автоматом ста
бплизации, располагаются только на борту ракеты. Автомат ста-
билизации имеет несколько каналов, каждый из которых осущест-
вляет регулирование движения ракеты по одному из параме-
тров.
Параметрами стабилизации (регулирования) могут быть вели-
чины, характеризующие положение ракеты относительно центра
масс (углы тангажа, рыскания и крена), а также величины, опре-
деляющие отклонение центра масс от требуемой траектории.
Каждый канал автомата стабилизации представляет собой
замкнутую систему автоматического регулирования, работающую
по принципу устранения рассогласования между текущим значе-
нием регулируемого параметра и его требуемым значением, зада-
ваемым системой наведения.
По принципу действия все системы управления (СУ), как и си-
стемы наведения, можно разделить на четыре основные группы:
автономные, телеуправления (дистанционного управления), само-
наведения и комбинированные.
В автономных СУ сигналы управления вырабатываются аппа-
ратурой, размещенной на ракете. При этом аппаратура управле-
ния после запуска ракеты не получает никакой информации ни с
174
командного пункта управления, нп от цели. При автономном управ-
лении наведение ракеты на цель может осуществляться по про-
граммной траектории, заранее рассчитанной и введенной в СУ
перед пуском ракеты или по траектории, определяемой в процессе
полета с учетом текущих значении координат и параметров дви-
жения ракеты относительно цели, координаты которой вводятся
перед стартом. Обычно автономное управление применяется в ра-
кетах класса «земля-—земля».
В системах телеуправления курс ракеты вырабатывается па
станции наведения, расположенной на командном пункте. Для на-
ведения ракеты по требуемой траектории команды управления
передаются на бортовую аппаратуру по каналу связи.
Основным преимуществом систем телеуправления по сравнению
с автономными является возможность изменения траектории дви-
жения ракеты по сигналам с командного пункта. Это позволяет
эффективно использовать телеуправление в ракетах для пораже-
ния подвижных, маневренных целей.
В ракетах с системами самонаведения устанавливается аппа-
ратура автоматического сопровождения цели, автоматически опре-
деляющая положение ракеты относительно цели. Эта задача вы-
полняется головкой самонаведения, основным элементом которой
является координатор цели. При отклонении ракеты от заданного
направления и при образовании сигнала ошибки координатор цели
вырабатывает командные сигналы для автопилота. Автопилот с
помощью органов управления наводит ракету па цель.
Системы самонаведения обеспечивают наиболее высокую точ-
ность наведения ракеты па цель, что важно для поражения мало-
габаритных целен. Однако применение самонаведения ограничи-
вается разрешающими способностями аппаратуры обнаружения
цели на окружающем фоне и сравнительно малым радиусом дей-
ствия головки самонаведения.
Для наиболее полного использования положительных свойств
различных систем управления применяют комбинированные си-
стемы. Примером такой комбинированной системы является си-
стема сочетающая принципы автономного управления и самонаве-
дения.
8.2. ЭЛЕМЕНТЫ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТ
Все системы управления представляют собой различные ва-
рианты регуляторов систем автоматического регулирования (САР).
Их функциональную блок-схему, например, применительно к ка-
налу тангажа автомата стабилизации баллистической ракеты
можно представить в виде, изображенном па рис. 8.1.
Как видно из рисунка, основными элементами данной СУ яв-
ляются измерительное, усилительно-преобразовательное и коррек-
тиру ющее устройства.
175
Несмотря па большое многообразие систем управления, все они
включают одни и те же функционально необходимые элементы.
Остановимся на физических основах устройства и действия наи-
более характерных элементов систем.
Рис. 8.1. Система угловой стабилизации ракеты по углу тангажа
1. Измерительные устройства
Измерительные устройства предназначены для измерения от-
клонения (ошибки) регулируемой величины от ее программного
(заданного) или расчетного значения и преобразования этого от-
клонения в управляющий сигнал (чаще всего в виде электриче-
ского напряжения), пропорциональный измеренному отклонению п
с учетом знака.
Нами будут рассмотрены только наиболее часто встречающиеся
в системах управления ракет измерительные устройства.
Гироскопические приборы. Такими приборами являются:
— гироскопы направления — для определения угловых откло-
нений колеблющегося объекта от заданного направления;
— гировертикали — для определения на подвижном объекте
стабильного направления истинной вертикали;
— дифференцирующие гироскопы и гиротахометры — для опре-
деления производных от углового отклонения и измерения угловой
скорости движущегося объекта;
— интегрирующие гироскопы — для интегрирования ускорений;
— гнростабилизаторы — для стабилизации колеблющегося обь-
екта.
Рассмотрим принципы действия этих гироскопических при-
боров.
Гироскоп направления, представляющий собой трех-
степенный свободный гироскоп, предназначен для создания опор-
ной системы отсчета, относительно которой можно было бы изме-
рять угловые отклонения: угол крена <р, рыскания д и тангажа S.
176
пуска главная ось 4 гироскопа
Рис. 8.2 Схема расположения гиро-
вертнканта на ракете:
/ — внешняя рамка: 2 — ось внешней рамки.
3—основание; 4—главная ось гироскопа,
5 — ось внутренней рэдкн (гиромотора) 6 —
датчик команд рыскания 7 —датчик
команд крена (Дк^)
Для измерения углов крена и рыскания с целью выработки
управляющих сигналов прп повороте ракеты вокруг продольной
оси и при ее отклонении от плоскости стрельбы применяется г и-
ровертикант (рис. 8.2), который располоукеп на ракете так,
что в исходном положении для
ротора) перпендикулярна пло-
скости стрельбы, плоскость
внешней рамки / параллельна
плоскости стрельбы или со-
вмещена с ней, оси 2 и 5 под-
веса внешней и внутренней
рамок параллельны соответ-
ственно осям %о и Уо назем-
ной системы координат.
Предполагается, что ракета
наведена на цель. С осью внеш-
ней рамки 2 связан токосъем-
ник потенциометрического дат-
чика команд рыскания 6 (Дк )
При повороте ракеты по углу
рыскания ф потенциометр, свя-
занный с основанием прибора,
а следовательно, и ракеты, бу-
дет перемещаться относитель
но неподвижного токосъемни-
ка и с датчика будет спят сиг-
нал Vc, пропорциональный
углу рыскания.
Аналогичная картина проис-
ходит при повороте ракеты по
углу крена но в этом случае
сигнал V" пропорциональный
этому углу, будет снят с дат-
чика команд крена 7
При отклонениях ракеты по
тангажу и се развороте в пло-
скости стрельбы никаких от-
носительных перемещений эле-
ментов прибора не произой-
дет, поскольку это движение совершается вокруг оси Д ракеты,
параллельной главной оси гироскопа, с которой совпадает вектор
кинетического момента гироскопа Н.
Управляющие сигналы V* и V,, , снятые с датчиков команд,
через усилительно-преобразовательные элементы угловой стабили-
зации поступают па исполнительные элементы рулевых органов
ракеты.
Для измерения углов отклонения от задаваемого программного
7—622
177
значения угла тангажа в СУ используется гироскопический при-
бор, называемый г и р о г о р и з о и то м (рис. 8.3).
Перед стартом ракеты [ирогоризопт устанавливается так, что
главная ось 4 гироскопа н совпадающий с ней вектор II направ-
лены параллельно плоскости стрельбы; плоскость внешней рамки/
Рис, 8.3. Схема расположения гирогори-
зочта на ракете:
/ — внешняя рамка; 2 ось внешней рамки;
3—основание; 4 — главная ось гироскопа; 5 —
ось внутренней рамки (гиромотора); 6 — датчик
команд тангажа 7 — привод программ-
ного механизма 8 — кулачок программного ме-
ханизма; 9—ленточная передача
перпендикулярна к плоско-
сти стрельбы; осн 2 и 5 под-
веса и внутренней рамки
параллельны соответствен-
но осям Zo н Yo -стартовой
системы координат.
Прибор имеет потенцио-
метрический датчик команд
тангажа (Дкй\г токосъем-
ник которого установлен
на осн 2 внешней рамки 1,
а сам потенциометр связан
с корпусом 3 прибора с по-
мощью ленточной переда-
чи 9 и кулачка 5 программ-
ного механизма. Принцип
снятия сшпала с датчика
команд по углу тангажа по-
яснен на рис. 8.4.
Если рассогласование по
углу тангажа отсутствует,
токосъемники датчика на-
ходятся в точках равных
потенциалов (/1 Л) н сиг-
нал на выходе датчика ра-
вен пулю. При отработке
программы кулачок 8 (см.
рис. 8.3) с помощью ленточ-
ной передачи 9 повернет
диск и появится угол рассо
гласовапия А9, как это по-
казано на рис. 8.4. Потен-
циал левого токосъемника
станет выше правого. На выходе датчика появится сигнал К,
пропорциональный отклонению Д8 = 8 — 9пр.
Сигналы датчика через усилительно-преобразовательные эле-
менты системы угловой стабилизации поступают на исполнитель-
ные устройства рулевых органов (в плоскости, перпендикулярной
к плоскости стрельбы). Последние отклоняются, действуя на ра
кету так, чтобы ликвидировать се отклонение по тангажу или соз-
дать программный разворот в плоскости стрельбы.
11а рис. 8.5 изображен д и ф ф е р е н ц и р у го щ п и гироскоп,
178
внешняя рамка которого жестко укреплена на корпусе подвижного
объекта. В данном случае степень свободы гироскопа ликвидиро-
вана. Дифференцирующий гироскоп располагается на объекте так,
чтобы ось внешней рамки совпадала с вектором угловой скорости
объекта шое. В этом случае гироскоп одновременно участвхет в
двух вращательных движениях:
Шоб и относительном с угло-
вой скоростью собственного
вращения Q. В результате по-
является гироскопический мо-
переносном с угловой скоростью
Рис. 8.5. Схема дифференцирую-
щего гироскопа
Рис. 8.4. Программный меха-
низм и датчик команд тан-
гажа:
1 — кулачок программного меха-
низма; 2— ленточная передача
мент, направленный по оси X и равный Л1г = НШоб cosp. Угол от-
клонения р внутренней рамки обычно мал. Поэтому можно при-
нять cosp^l.
Повороту внутренней рамки под действием гироскопического
момента Мг противодействует пружина 3, позволяя рамке повора-
чиваться на небольшой угол р, пока внешний момент пружины Л1Пр
не будет равен гироскопическому моменту Л1Г. Момент пружины
зависит от ее жесткости и пропорционален степени деформации
пружины, а следовательно, и углу поворота гироскопа р. Угол по-
ворота гироскопа р будет пропорционален угловой скорости вра-
щения объекта (ракеты) Шоб или первой производной от угла а
Поворота объекта, т. е. ад = С помощью потенциометрического
или другого датчика этот угол преобразуется в электрический сиг-
Нал. Таким образом, гироскопический прибор выполняет функции
Дифференцирующего устройства.
7* 179
Интегрирующий гироскоп (рис. 8.6) используется для
интегрирования как линейных, так и угловых ускорений. Ось У
внешней рамки карданова подвеса направлена вдоль продольной
оси объекта, а центр тяжести гироскопа (точка С) смещен отно-
сительно неподвижной точки опоры О подвеса на величину I по
главной оси Z.
Трехстепенные интегрирующие гироскопы применяются в систе-
мах управления ракет для измерения скорости на активном участ-
ке траектории.
Г проставил и заторы представляют собой гироскопиче-
скую систему, включающую два гироскопа и более.
На рис. 8.7 изображена схема гиростабилизатора, получившая
название гирорамы. Внешний момент от стабилизируемого объ-
екта воспринимается ие только гироскопом 1, по и специальным
стабилизирующим двигателем 2. Если инерционных свойств самого
гироскопа недостаточно, чтобы воспрепятствовать действию внеш-
него момента, то он начинает под действием внешнего момента
прецессировать. Однако, прецессируя, гироскоп с помощью дат-
чика 3 создает сигнал, который после усиления в усилителе 4 до-
полнительно воздействует на двигатель 2, который и воспримет
действие внешнего момента Таким образом, положение объекта,
стабилизируемого относительно оси У, останется неизменным.
Аксельрометры. Для измерения ускорений в различных
видах СУ широко используются различного вида датчики ускоре-
ний, называемые аксельрометрами.
Корпус аксельрометра 4 (рис. 8.8) крепится непосредственно
на ракете или на стабилизированной относительно ракеты плат-
форме. Аксельрометр представляет собой механическую систему
с одной степенью свободы.
180
При движении ракеты с некоторым ускорением х масса 1 (т)
как инерционное тело перемещается относительно корпуса 4, сжи-
мая пружину 2 и преодолевая сопротивление демпфера 3, предна-
значенного для гашения колебаний. При этом корпус i рибора
ориентируется в направтении, в котором должно быть измерено
Рис, 8.7. Схема гироскопической рамы
ускорение. Это направление, следовательно, должно совпадать с
осью чувствительности аксельрометра. Если с телом, перемещае-
мым под действием ускорения, связать электрический датчик 5, то
можно снять сигнал в виде напряжения, пропорционального вели-
Рис. 8.8. Схема аксельрометра
чине ускорения. Произведя двойное интегрирование с помощью
специальных вычислительных устройств 6, можно последовательно
получить скорость перемещения ракеты х и пройденный ею путь х,
или, другими словами, определить линейную координату по одному
из направлений, в котором ориентирована ось чу вствителыюсти
аксельрометра.
Другой конструкцией аксельрометра линейных ускорений маят-
никового типа является схема с электродвигателем постоянного
тока (рис. 8.9). Маятник 1 укреплен па корпусе двигателя 2, рас-
положенного в прецезиоппых шарикоподшипниковых опорах. При
181
действии ускорений маятник отклоняется и поворачивает корпус
двигателя вместе со статорной обмоткой. На якорь 3 подастся на-
пряжение определенной полярност В результате взаимодействия
магнитных полей при повороте корпуса двигателя возникает про-
тиводействующий момент, который уравновешивает момент силы
инерции от линейного ускорения п возвращает маятник в исход
ное положение.
Противодействующий момент
пропорционален приложенному к
якорю двигателя напряжению,
по величине которого можно
определить значение ускорения.
2. Усилительно-
преобразовательные устройства
Усилительно-преобразователь-
ные устройства в СУ ракет пред-
назначены для усиления и пре-
образования сигналов, снимае-
мых с измерительных устройств.
Только усиленный до опреде-
ленной мощности сигнал можно
через исполнительные устройства
Преобразование сигнала производится с целью устранения по-
мех, которые искажают полезный управляющий сигнал, для пере-
хода от сигнала на постоянном токе к сигналу на переменном токе
и наоборот, для согласования сигнала по фазе и частоте.
Поэтому в схемах усилителей-преобразователей, в основе кото-
рых лежат различного рода усилители (электронно-ламповые, по-
лупроводниковые, магнитные), предусматриваются устройства для
сглаживания помех, обеспечения сдвига по фазе, модулирования и
демодулпровання сигнала.
В усилительно-преобразовательных устройствах СУ ракет на-
ходят применение схемы, сочетающие различные виды усилителей,
например электронные и магнитные, принципы работы которых мы
здесь не рассматриваем.
Рис. 8.9. Схема аксетьрометра дви-
гателя
использовать для воздействия
на органы управления ракеты.
3. Исполнительные устройства
Управление движением ракеты осуществляется путем измене-
ния направления равнодействующей сил, приложенных к ее цен-
тру' масс. Наиболее просто это достигается поворотом ракеты отно-
сительно центра масс по углам тангажа и рыскания. Прп этом
изменяются направление линии действия силы тяги и величина
боковой и подъемной аэродинамических сил.
182
Для поворота ракеты относительно центра масс используются
различные управляющие органы: воздушные и газовые рули, по-
воротные камеры двигателей, поворотные сопла и другие устрой-
ства.
Поворот рулей осуществляется с помощью рулевых машин, ко-
торые вместе с рулями образуют рулевой привод, представляющий
собой исполнительное устройство СУ.
Считается, что рулевые машины должны иметь.
— высокий коэффициент усиления сигнала по мощности,
— малую инерционность, т. е. малое отставание по фазе угла
поворота руля от управляющего сигнала;
— высокий коэффициент полезного действия;
— небольшую массу и малые габариты;
— высокую надежность работы.
Наиболее полно всем этим требованиям, по мнению зарубеж-
ных специалистов, удовлетворяют электрогидравлические рулевые
машицы которые и нашли широкое применение.
4 Корректирующие устройства. Законы управления
Приборы СУ измеряют отклонения текущих параметров, харак-
теризующих движение ракеты, от их требуемых значений и соз-
дают такие управляющие воздействия, которые сводят эти откло-
нения к нулю.
Зависимость управляющих воздействий о (?) от сигналов рассо-
гласования s (/) отражает наиболее существенные свойства СУ и
называется законом управления.
Чем больше информации о движении ракеты используется в за-
коне управления, тем выше качество регулирования. Так, напри-
мер, если боковое движение ракеты осуществляется только регу-
лированием угла рыскания, то даже при абсолютно точном выпол-
нении системой управления этой функции не исключена возмож-
ность бокового отклонения траектории ракеты от расчетной, так
как под действием возмущающих сил возможен параллельный снос
ракеты без поворота ее относительно центра масс. Поэтому точ-
ность управления боковым движением может быть повышена, если
при выработке управляющего воздействия наряду с сигналом рас-
согласования по углу рыскания будет использоваться сигнал, про-
порциональный боковому отклонению центра масс ракеты от плос-
кости стрельбы.
В общем виде закон управления представляет собой функцио-
нальную зависимость
. 40=/h(0, МО, .... МО], (8.1)
Где £i(0, 62(0, •••, МО—сигналы рассогласования по различным
параметрам движения ракеты.
Перед тем как сигнал рассогласования, определенный измери-
тельными устройствами СУ, подается на рулевые машины, он со-
183
ответствующим образом корректируется корректирующими устрой-
ствами, которыми называют интегрирующие и дифференцирующие
устройства, выполняющие функцию преобразования измеренного
сигнала в управляющий сигнал.
Для измерения скорости изменения сигнала рассогласования в
СУ ракет применяются дифференцирующие гироскопы и дифферен-
цирующие электрические контуры.
Принцип работы дифференцирующего контура (рис. 8.10) осно-
ван на том, что сила тока, протекающего через конденсатор, про-
Рис. 8.10. Схема дифференцирую-
щего контура
порциопальна скорости изменения
напряжения на его обкладках:
/ = сб’с, (8.2)
где с — емкость конденсатора.
Показанный на рисунке кон-
тур осуществляет однократное
дифференцирование, а поэтому
носит название контура первого
порядка.
Эти контуры не могут созда-
вать опережение сигнала по фазе
более чем на 90'.
При значительной инерцион-
ности рулевых машин, вносящих
существенное запаздывание сиг-
нала, фазоопережающие свойства дифференцирующего контура
первого порядка могут оказаться недостаточными. В этом сл\чае
для коррекции системы применяют дифференцирующие контуры
второго порядка, состоящие из двух последовательно соединенных
дифференцирующих контуров первого порядка.
8.3. АВТОНОМНЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ
1. Принципы управления
Автономная система управления предназначена для управления
движением ракеты с помощью приборов, расположенных па борт\
ракеты и не получающих в процессе работы никакой информацш
пн от наземного командного поста, ни от цели. Управление движ
нием ракеты осуществляется по заранее заданной программе.
В соответствии с расчетной траекторией, обеспечивающей пора-
жение цели, в автономную СУ перед стартом вводится программа
изменения во времени координат центра масс ракеты или других
параметров, характеризующих движение ракеты в пространстве
СУ измеряет текущие значения параметров движения, сравш
вает их с программными и создает такие управляющие воздай*
184
Линия визирования
Рис. 8.11. Определение коорд шат ме-
тодОхЧ астрономической обсервации
ствия, которые приближают реальную траекторию полета ракеты
к расчетной.
Различают три типа автономных СУ: астронавигационные, маг-
нитометрические и инерциальные
Астронавигационные системы. В таких системах те-
кущие координаты ракеты определяются методом астрономической
обсервации. В основу метода положено измерение высоты небес-
ных светил, т. е. углов наклона линий визирования к местному го-
ризонту.
Если наблюдатель находится в точке А, (рис. 8.11), в которой
поверхность Земли пересекается прямой, соединяющей центр Зем-
ли со светилом, то высота све-
тила будет равна 90°. По мере
удаления наблюдателя от точ-
ки А|, называемой географи-
ческим местом светила, высо-
та светила /г, будет уменьшать-
ся вследствие изменения по-
ложения местного горизонта.
На поверхности Земли мож-
но провести окружность, из
любой точки которой светило
будет наблюдаться на одной
и той же высоте. Центром этой
окружности является геогра-
фическое место светила, кото-
рое можно рассчитать с по-
мощью астрономического еже-
годника. Радиус окружности
определяется высотой светила
и равен расстоянию в дуговых
единицах светила от зенита,
тила, можно определить на
поверхности Земли окруж-
ность, на которой находится наблюдатель. Если измерить одно-
временно высоту двух светил, то можно построить две окружности,
пересекающиеся в точке, в которой находится наблюдатель.
Для измерения высоты светила в астронавигационных СУ ис-
пользуются оптические углоизмерительныс приборы, называемые
секстантами. Секстант устанавливается на гиростабилизировапной
Платформе, воспроизводящей на борте ракеты плоскость горизон-
та. Автоматическое слежение телескопа секстанта за светилом обес-
печивается с помощью следящей системы, в измерительном устрой-
стве которой используются фотоэлементы, реагирующие па откло-
нение оптической оси телескопа от линии визирования на светило.
Измеренные текущие значения высот светил сравниваются с
программными значениями, соответствующими расчетной траекто-
Измерив высоту одного све-
185
рии. Сигнал рассогласования используется для коррекции траек-
тории ракеты.
Астронавигационные СУ могут обеспечить высокую точность
при стрельбе на большие дальности, так как ошибки предыдущих
измерении не влияют на ошибки последующих. На точность и на-
дежность астронавигационных СУ в значительной степени влияют
условия видимости. Этот недостаток несущественен для ракет, тра-
ектория которых проходит в основном за пределами атмосферы
Магнитометрические системы В магнитометриче-
ских системах для наведения ракеты на цель используется явле-
ние земного магнетизма Каждой точке околоземного пространства
соответствует вполне определенное направление магнитной сило-
вой линии. Следовательно, измерение координат ракеты относи-
тельно Земли может быть заменено измерением характеристик
магнитного поля Земли.
Для определения направления магнитной силовой линии ис-
пользуются магнитные компасы с инклинатором.
Инклинатор представляет собой генератор постоянного тока,
полем возбуждения которого является магнитное поле Земли. Если
ось ротора инклинатора направить вдоль магнитных силовых ли-
ний магнитного поля Земли, то его электродвижущая сила будет
равна нулю.
Наличие выходного напряжения свидетельствует об отклонении
оси ротора от направления магнитной силовой линии и может быть
использовано для автоматического ориентирования ротора в маг-
нитном поле Земли.
Измеренные текущие характеристики магнитного поля сравни-
ваются с программными, соответствующими расчетной траектории.
Сигнал рассогласования используется для управления движением
ракеты.
Точность работы магнитометрической СУ, как и астронавига-
ционной, не зависит от дальности стрельбы. Основными источни-
ками погрешностей являются непрерывное изменение параметров
магнитного поля Земли и неравномерность распределения магнит
него поля по поверхности Земли вследствие магнитных аномалий,
учесть которые очень трудно.
Инерциальные системы управления. Текущее по-
ложение ракеты в пространстве в инерциальных системах управ-
ления определяется путем двукратного интегрирования ускорения,
измеренного аксельрометром инерционного типа.
Если программная траектория ракеты задается в прямоуголь
ной системе координат OXYZ, то для определения текущих коор
дннат центра масс ракеты необходимо измерять и интегрирован
проекции ускорения на оси OX, OY и OZ.
С этой целью на гиростабилизироваппой платформе ракеты
устанавливают три аксельрометра таким образом, чтобы их оси
чувствительности были направлены вдоль осей системы координат
OXYZ. После дву кратного интегрирования проекций vx, vy и ио-
186
Лучают текущие координаты х, у и г. Разности между текущими и
расчетными значениями координат центра масс представляют со-
бой сигналы рассогласования, которые устраняются в процессе
регулирования движения ракеты.
Точность работы инерциальной системы управления в основном
зависит от точности измерения ускорения и его интегрирования.
Автономные инерциальные СУ несколько уступают в точности
астропавш ационным системам. Их ошибки растут пропорциональ-
но увеличению дальности стрельбы, что является следствием на-
копления погрешностей при интегрировании ускорений.
В качестве примера, где наиболее часто реализуются автоном-
ные системы управления, рассмотрим СУ баллистических ракет.
2. Системы управления баллистических ракет
Автономная система управления баллистической ракеты со-
стоит из автомата стабилизации и автомата управления дально-
стью стрельбы. Автомат стабилизации обеспечивает движение ра-
кеты по расчетной траектории. Автомат управления дальностью
стрельбы выключает двигательную установку в тот .момент вре-
мени, когда параметры траектории (координаты центра масс х и
у, величина скорости v и угол бросания 8) достигнут требуемых
значений. После выключения двигательной установки управление
движением ракеты прекращается.
Автомат стабилизации представляет собой многоканальную си-
стему автоматического регулирования, осуществляющую одновре-
менное управление движением ракеты ио нескольким параметрам.
В состав каждою канала входят измерительный элемент, коррек-
тирующее устройство, усилитель и рулевые машины с рулями.
Наиболее просто управление движением осуществляется в том
случае, если в качестве параметров регулирования на активно*!
участке траектории приняты утлы тангажа, рыскания и крена.
Угол рыскания ф и угол крепа у в процессе регулирования поддер-
живаются равными пулю. Угол тангажа 8 изменяется по опреде-
ленной программе, за счет чего обеспечивается разворот ракеты в
вертикальной плоскости.
Программный поворот ракеты по углу тангажа не может обес-
печить точного ведения центра масс ракеты по расчетной траекто-
рии, так как действие различных возмущающих сил может приве-
сти к сносу ракеты в боковом и вертикальном направлениях без
поворота е’е относительно центра масс Для повышения точности
стрельбы, помимо стабилизации углового положения ракеты по
тангажу, рысканию и крепу, осуществляют стабилизацию центра
масс ракеты относительно расчетной траектории.
Параметрами регулирования в этом случае, кроме углов тан-
гажа, рыскания и крена, будут боковое г и нормальное у отклоне-
ния центра масс ракеты или боковая z и нормальная у скорости
187
перемещения центра масс ракеты относительно расчетной траек-
тории.
Дальность полета баллистической ракеты зависит от парамет-
ров конца активного участка траектории: vK, 0Ь, хк, ук. Управление
дальностью по всем этим параметрам затруднительно. В процессе
управления дальностью контролируется лишь соответствие рас-
четному значению, так как погрешности в скорое in наиболее силь-
но влияют на рассеивание ракет по дальности. Управление по ско-
рости дает приемлемую точность стрельбы при сравнительной про-
стоте конструкции системы управления.
Автомат управления дальностью стрельбы в этом случае вклю-
чает в себя: устройство ввода расчетного значения скорости ра-
кеты измеритель текущей скорости v, счетно-решающее устрой-
ство, сравнивающее v с т'кр, а также исполнительные элементы для
непосредственного выключения двигателя. Команда на выключе-
ние двшателя выдается счетно решающим устройством прп дости-
жении скоростью расчетного значения.
В инерциальных системах скорость определяется путем инте-
грирования ускорения. Ввиду того что полет раке гы происходит
в поле земного тяготения, показание аксельрометра не будет со-
ответствовать истинному ускорению ракеты относительно Земли.
На инерционное тело аксельрометра в полете действует сила
инерции Аи, сила тяжести G и сила реакции опоры R (рис. 8.12, а).
Сила инерции пропорциональна ускорению ракеты и в движе-
нии относительно Земли. Сила тяжести пропорциональна ускоре-
нию земного тяготения. Реакция опоры уравновешивает силы
инерции и веса. В случае равновесия сил инерционное тело ак-
сельрометра будет двигаться вместе с ракетой.
Измерение ускорения сводится к измерению продольной реак-
ции опоры /?л., которая равна:
RXi = = т & + S sin °) (8-3)
Таким образом, инерционный аксельрометр измеряет не истинное
ускорение ц, а так называемое кажущееся ускорение, или псевдо-
ускорение:
ъ'п = v +gsin &. (8.4)
В результате интегрирования псевдоускорения получается
псевдоскорость
ъ'п = f \ £sin 0 (8.5)
о
Каждой дальности стрельбы соответствует при одном и том же
угле бросания вполне определенное расчетное значение псевдо-
188
скорости Гпкр, отличающееся от истинной скорости t'Itp па вели-
чину Дор= g sin 0 dt.
b
Поправка Аор рассчитывается заранее и учитывается при со-
ставлении таблиц стрельбы.
В качестве измерите тей псевдоскорости широко применяются
тяжелые гироскопы, удачно сочетающие в себе свойства измере-
ния и интегрирования ускорений.
Рис. 8.12. Интегратор продольных ускорений
Кинематическая схема одного из вариантов гироскопического
интегратора продольных ускорений представлена па рис. 8 12,6.
Перед стартом ракеты рукояткой / вводят по шкале расчетное
значение псевдоскоростп, при этом контактная группа 2 смещает-
ся относительно кучпачка 3 на угол ар, пропорциональный рас-
четной СКОРОСТИ Ь'пкр-
В момент старта арретирующий электромагнит 4 втягивает
якорь и освобождает гироскоп. Под действием силы инерции и
силы тяжести гироскоп 5 начинает прецессировать относительно
оси внешней рамки карданова подвеса, совмещенной с продоль-
ной осью ракеты. Скорость прецессии ыпр прямо пропорциональна
внешнему моменту, равному произведению силы на плечо /
189
тяжелого гироскопа п обратно пропорциональна кинетическому
моменту Н ротора гироскопа.
<unP = -^i- = -^-('i’+gsin»). (8.6)
Угол прецессии диска 6, связанного с гироскопом зубчатой
передачей с передаточным числом i, будет пропорционален псев-
доскорости
‘ / f \
я = .1 г’шпрdt = И + J S sin » dt = v„. (8.7)
О \ С /
Когда угол прецессии а достигнет значения ар, пропорциональ-
ного расчетной псевдоскорости, кулачок 3 замкнет контакт 2, что
послужит сигналом выключения двигательной установки
Для удержания оси ротора гироскопа в плоскости, перпенди-
кулярной к оси чувствительности интегратора, применено коррек-
тирующее устройство, состоящее из контактного датчика 7, реле и
корректирующего мотора 8. Если ось ротора опустится, то пере-
ключение контактного датчика вызовет срабатывание реле. Реле
подключит корректирующий мотор к источнику питания так,
чтобы создаваемый им момент вызвал обратную прецессию гпро
скопа относительно оси внутренней рамки кардапова подвеса
а ось ротора гироскопа при этом возвратилась бы в плоскость,
перпендикулярную к оси чувствительности прибора.
8.4. СИСТЕМЫ ТЕЛЕУПРАВЛЕНИЯ
1. Принципы управления
Системы телеуправления позволяют непрерывно осуществлять
коррекцию движения ракеты в процессе се наведения на цель, за-
кон движения которой заранее неизвестен.
На командном пункте (КП) непрерывно измеряются координа-
ты ракеты и цели, параметры их движения, позволяющие в каж-
дый момент времени определить взаимное положение цели и ра-
кеты относительно КП. На основе этих данных вырабатываются
автоматически или с помощью оператора управляющие сигналы,
направляемые по каналам телеуправления на ракету.
Наблюдение и контроль за движением ракеты и положением
цели в процессе телеуправления могут осуществляться: визуально
оператором при помощи оптических приборов, радиолокационны-
ми средствами, при помощи радионавигационных систем, путем
применения телевизионных устройств наблюдения.
На рис. 8.13 приведена блок-схема системы телеуправления,
в которой имеются два радиолокатора для определения текущих
координат цели и ракеты.
Передатчик станции сопровождения ракеты через передающею
антенну излучает импульсы электромагнитной энергии (импуль-
190
сы запроса), которые активизируют радиолокационный ответчик,
расположенный па ракете. С ответчика на радиолокатор сопро-
вождения ракеты поступают ответные импульсы. Таким образом
создается капал контроля ракеты и обеспечивается непрерывное
ее сопровождение по угловым координатам и по дальности. По
каналу контроля цели, создаваемому вторым радиолокатором,
определяются координаты цели и ее дальность
Полученные координаты ракеты и цели поступают в счетно-
решаюшее устройство, которое решает задачу встречи ракеты
с целью и вырабатывает сигналы управления. Эти сигналы пре-
(пункт упрае пения)
Рис. 8.13. Блок-схема системы
телеуправления с двумя радиолокаторами
образуются, кодируются и излучаются антенной телеуправления.
На ракете сигналы принимаются приемником устройства теле-
управления и после дешифрации в виде команд управления по-
ступают на автопилот, который через рули воздействует па
ракету.
Такой вид телеуправления, когда координаты цели определя-
ются непосредственно на командном пункте, называется команд-
ным телеуправлением с непосредственным контролем цели.
Рассмотрим систему телеуправления, когда определение коор-
динат цели может осуществляться аппаратурой (например, теле-
камерами), установленной на ракете. Блок-схема такой системы
приведена па рис. 8.14.
На ракете устанавливается телевизионный передатчик; объек-
тив телекамеры (ТК) воспринимает изображение цели. Это изо-
бражение передается по линии канала связи на пункт управления,
где и воспроизводится на экране телевизионного приемника (изо-
бражение Ц). Оператор в процессе наблюдения за экраном руко-
яткой управления (РУ) вырабатывает управляющие сигналы,
которые передаются на ракету через радиопередатчик на КП и
191
радиоприемник на ракете (капал управления), центр изображе-
ния цели при этом должен совпадать с центром экрана.
Особенностью командных систем телеуправления является то,
что формирование команд наведения осуществляется на команд-
ном пункте.
Управление ракетой может производиться также с помощью
радиолокационной станции по радиолучу. В этом случае сигналы
\правления вырабатываются бортовой аппаратурой ракеты.
кп
[пункт управления/
Рис. 8.14. Блок-схема системы телеуправления, в которой координаты цели
определяются аппаратурой, установленной па ракете
Поясним работу такой системы телеуправления па примере.
Станция на КП (рис. 8.15) осуществляет поиск, захват и со-
провождение цели. Опа же формирует и радиолуч, направленный
на обнаруженную цель пли в некоторую упрежденную точку.
Аппаратура, расположенная па управляемой ракете, определяет
отклонение ракеты от равносигнальной линии и вырабатывает
сигналы управления, возвращающие ее к равносигнальной
линии.
Кроме рассмотренных систем (командного управления и упра-
вления по лучу радиолокатора), к системам телеуправления отно-
сятся также радионавигационные системы наведения. Принцип
управления этих систем состоит в том, что координаты местона-
хождения летательного аппарата определяются автоматически по
сигналам, поступающим с базовых станций наведения, а управ-
ляющие сигналы вырабатываются приборами, расположенными
на летательном аппарате.
192
Таким образом, к системам телеуправления относятся команд-
ные системы, системы наведения по радиолучу и радионавигаци-
онные системы.
(пункт управления)
Рис. 8.15. Блок-схема телеуправления по радиолучу
2. Системы командного управления
Для управления полетом ракеты в командных системах теле-
управления предусматриваются каналы управления в вертикаль-
ной (по углу тангажа) и горизонтальной (по углу рыскания)
плоскостях. Для стабилизации ракеты по углу крена на пей уста-
навливается автономная система управления.
Система командного телеуправления должна содержать канал
контроля (линию телеконтроля) и канал управления (линию те-
леуправления).
В зависимости от вида используемой энергии контроль может
быть визуальным (при использовании видимых лучей), тепловым
и радиотехническим. Выбор средств контроля (наблюдения) за
положением цели определяется типом и характером цели.
В настоящее время лучшим средством автоматического кон-
троля за положением цели п ракеты являются радиолокационные
станции.
Каждая команда для передачи по линии связи преобразуется
в соответствующий сигнал. Это осуществляется в три этапа: пре-
образование, кодирование и модуляция.
На этапе преобразования команда представляется в виде ли-
нейных или угловых отклонений и преобразуется в электрические
величины (напряжение, силу тока).
Кодирование состоит в построении электрического сигнала
(команды) по определенному принципу.
гМодуляция заключается в изменении соответствующих пара-
метров (амплитуды, частоты, фазы) переносчика команды по ли-
нии связи в соответствии с передаваемой командой.
Преобразование и кодирование в линиях телеуправления осу-
ществляются с помощью специальной аппаратуры, а модулирова-
ние— в передающем устройстве линии связи.
193
На ракете (приемном
пункте) процесс превраще-
ния сигнала в команду уп-
равления происходит в об-
ратном порядке: демодуля-
ция, которая осуществляет-
ся в приемнике линии свя-
зи, декодирование и преоб-
разование в селекторном
(разделительном) устрой-
стве. По липни связи с
командного пункта па раке-
5 ту будет непрерывно перс-
= даваться большое число сиг-
S налов, соответствующих
£. командам управления. По-
S’ этому каждому сигналу не-
£ обходимо придать опреде-
s ленный, характерный физи-
2 ческий признак, чтобы на
« приемном пункте можно
я было различить сигналы
S (команды) друг от друга.
* Процесс образования из
§ сообщений (команд) раз-
>. личных по содержанию сиг-
* налов и процесс их разде-
ри лення и отбора пазывают-
ся селекцией, а устройст-
= во, осуществляющее селек-
о цию,— селекторным.
Селекторное устройство
- на передающем пункте на-
“ зывают кодирующим устрой-
= сгвом или шифратором, а
на приемном пункте—де-
кодирующим устройством
или дешифратором.
Кодирование может осу-
ществляться с помощью од-
ноимпульсных и многоим-
пульсиых кодов.
При одноимпульсном ко-
де значение команды опре-
деляется параметрами им-
пульса (амплитудой, часто-
той, фазой, длительностью).
194
Этот вид кода используется в простых системах телеуправ-
ления.
В сложных системах телеуправления пользуются многоим-
пульсным кодом. Здесь значение команды определяется парамет-
рами группы импульсов (числом и взаимным расположением им-
пульсов в группе и т. д.).
Устройства телеуправления могут применяться для передачи
как отдельных команд (прерывное управление), так и непрерыв-
ных (непрерывное управление). При передаче отдельных команд
может, например, выдаваться разовая команда типа «включить —
Рис. 8.17. Схема одполучевой командной системы
выключить», «больше — меньше», т. е. команда типа «да — пет».
Непрерывное управление обеспечивает передачу- любого значения
команд от нуля до максимума.
Полная структурная схема липни (капала) телеуправления
приведена на рис. 8.16. Она включает в себя командный пункт,
или передающую часть, линию связи и исполнительный пункт,
или приемную часть.
Не рассматривая детально элементы приведенной схемы, оста-
новимся подробнее на примере технической реализации системы
командного телеуправления.
Наиболее характерной и эффективной системой наведения яв-
ляется автоматизированная радиолокационная система команд-
ного телеуправления, применяемая для ракет класса «земтя—•
воздух».
В зависимости от числа радиолокаторов, входящих в систему,
их подразделяют на однолучевые (с одним радиолокатором) и
Двухлучевые (с двумя радиолокаторами).
В однолучевой системе (рис. 8.17) один и тот же радиолока-
тор следит за движением цели п ракеты. В этом случае траекто-
195
рия движения ракеты должна все время находиться на линии ко-
мандный пункт — цеть, т. е. на так называемом равносигпальном
направлении.
Положение ракеты относительно цели или равносигнальиого
направления определяется на экране индикатора сопровождения
цели и ракеты.
Чтобы облегчить одновременное сопровождение одним радио-
локатором цели и ракеты, па последней установлен радиолокаци-
Рис. 8.18. Схема командного пункта при радиолокационном контроле дви-
жения ракеты п цели
оииый ответчик. Радиолокатор сопровождения в этом случае
имеет два отдельных приемника для раздельного приема си'гна
лов от цели и ракеты Это обеспечивает одновременное слежение
за двумя объектами. Данные от радиолокатора сопровождения
ракеты и цели (с выхода двух приемников) поступают в счетно-
решающее устройство Вырабо ачные сигналы перелаются на ра-
кету специальным передатчиком по радиолинии.
Двтхлучевая радиолокационная система — наиболее совершен-
ный и наиболее сложный вид командной системы.
Общая схема командного пункта при радиолокационном кон-
троле движения ракеты и цели представлена на рис. 8.18, а па
рис. 8.19 приведена функциональная схема этой системы, показы-
196
вающая состав и взаимную связь радиоканалов, входящих в си-
стему управления.
Задача поиска цели возлагается на радиолокатор Р1 дальнего
обнаружения самолета. За счет непрерывного вращения антенны
в горизонтальной плоскости (по азимуту J3) и за счет качания ее
в вертикальной плоскости (по углу места =) радиолокатор может
вести наблюдение за всей видимой небесной полусферой.
Рис. 8.19. Функциональная схема системы командного наведения ра-
кеты класса «земля — воздух»:
1— радиолокационная станция обнаружения цели (Р<); 2— устройство съема
данных Рц 3 силовой привод к антенне падповнзмра цели; 4 ралиовизир
пели (/\); 5 — счетно-решающий прибор (СР-П); 6 — пусковая установка (ПУ);
7 — счетно решающий прибор (CP-I). 8— силовой привод к Ан(: 9 — радиовизир
ракеты,- 10 — передающее устройство; 11 приемное устройство; 12— блок утло
вых координат ракеты; 13— блок дальности, 14 — индикатор. 15— счетно ре-
шающее устройство (СР III); 16 датчик команд; 17 блок коррекции команд
управления; 18— передающее устройство линии радиотслеуправления: /9 — трас-
са лннин радиотелеуправления; 20 — бортовая аппаратура ракеты (20. а — ответ-
чик; 20, б — радиоприемное ycipoficiBo линии рал потел суп рад. е шя); 21 расса
радиоканале визирования ракеты (21. а — канал «запроса». 2!, б—канат
«ответа»); 22 радиоканал визирования цели, Ащ — антенна ратиовизира ра-
кеты; Ан^ — передающая антенна линии передачи ’ команд
После обнаружения цели ее угловые координаты 3'(, s' через
устройство 2 съема данных в виде напряжений (7/ и 7/’ посту-
пают на силовой привод 3 к антенне радиовизира цели 4.
Двигатели угла места и азимута этого радиовнзира поворачивают
антенну так, что опа оказывается направленной на цель. Радио-
197
(8.8)
визир цели 4 захватывает цель и следит за пей в течение всего
процесса наведения.
Положение цели определяется в земной системе координат,
центр которой связан с радиовизиром 4.
Радиолокатор Р-2 через счетно-решающий прибор 7 (CP-I)
управляет положением антенны радоивизира ракеты Ан, и антен-
ны передающего устройства линии радиотелсуправления.
Системы автоматического наведения ракет класса «земля —
воздух» обычно имеют индикаторы, на которых можно наблю
дагь положение цели и ракеты в процессе наведения. Такие ин-
дикаторы позволяют вести контроль за наведением ракеты па
цель и в случае необходимости осуществить переход от автомати-
ческого сопровождения цели или ракеты к ручному (с участием
операторов). Часто возникает необходимость в таком переходе
при применении противником пассивных или активных помех.
После того как ракета окажется в зоне действия радновизира,
па экране индикатора 14 этого радиовизира появится изображе-
ние ракеты в виде светящегося пятна. Поскольку ось антенны Ан.
направлена на цель, то изображение цели будет в центре экрана
индикатора 14, а отклонение отметки ракеты от центра экрана
будет пропорционально угловым составляющим ошибки управле-
ния ракеты:
^3 ~ г'р ' Йи>
Дс 3 о
^1- '-р -ц.
На основании определенных ошибок \3 и V счетно-решающий
прибор 15 (CP-III) автоматически формирует команды управле-
ния / , f , посылаемые на ракету с помощью антенны Ан2 ра
диолередатчпка команд. Для того чтобы зги команды управления
соответствовали линейным составляющим ошибки управления,
напряжения с датчика команд 16 r , (/к пропускаются через
блок 17, усиление которого пропорционально дальности Др.
Перед каждым пуском необходимо правильно навести пуско-
вую установку 6 (ПУ), чтобы вывести ракету по кратчайшему
расстоянию в зону действия радиовизира ракеты. Эта задача р--
шается счетно-решающим прибором 5 (СР-П). На вход СР 11
поступают координаты движущейся цели в виде электрических
напряжений U.f и , а с выхода снимаются сигналы и
U , управляющие силовыми приводами ПУ. Силовые приводы
€н
наводят пусковую установку в требуемом направлении. В общем
случае дтя уменьшения ошибки прицеливания может оказаться
необходимым учет расстояния до цели Д’,,, а также скорости и на-
правления движения цели. Поэтому в СР-П, как показано ча
рис. 8 19, дополнительно вводится напряжение L' , пропорцио-
нальное дальности до цели.
198
Воздействуя иа бортовую аппаратуру ракеты, команды, пере-
данные с пункта управления, будут выводить ракету на линию
визирования, т. е. на линию, соединяющую пункт управления
с целью.
Могут применяться и другие методы наведения, при которых
работа счетно-решающего устройства 15 (СР III), вырабатываю-
щего команды управления, будет осуществляться по другой про-
грамме, и в этом случае в качестве исходных данных для его ра-
боты могут потребоваться не только величины отклонений ЛЗ
и As, но и сами значения координат цели и ракеты.
3. Системы наведения по лучу радиолокатора
Системы наведения по лучу радиолокатора (по радиолучу)
являются разновидностью систем телеуправления. Они состоят
из радиолокатора наведения, установленного иа пункте управле-
ния, и бортовой аппаратуры ракеты. Излучение радиолокатора
наведения принимается бортовой аппаратурой, которая выраба-
тывает управляющие сигналы, заставляющие ракету лететь по
оси вращения луча радиолокатора (по равноспгпально-му на-
правлению) .
Отличительной чертой систем наведения по лучу радиолокато-
ра является то, что в них отсутствуют устройство для передачи
командных сигналов и на посту управления система контроля за
положением ракеты относите тьно цели.
Существуют две разновидности таких систем телеуправления:
первая — с наведением ракеты на цель с помощью одного радио-
локатора (рис. 8.20) с автоматическим сопровождением цели,
вторая — с использованием двух радиолокаторов (рис. 8 21), один
из которых представляет собой обычный радиолокатор сопровож-
дения цели, а другой является передатчиком, создающим вра-
щающий луч, по которому летит ракета.
Система с одним радиолокатором. В этом слу-
чае радиолокатор наведения является радиолокатором с автома-
тическим сопровождением цели. Он состоит из передатчика, при-
емника, антенны с вращающимся вибратором и антенных приво-
дов, поворачивающих антенну вслед за движущейся целью. Ан-
тенна формирует зону облучения в виде конуса (рис. 8.22). Когда
говорят, что ракета наводится по лучу радиолокатора, то имеют
в виду наведение по осп зоны облучения.
Ракета, на которой установлен приемник с антенной, после
запуска попадает в луч и начинает принимать сигналы от радио-
локатора наведения. Антенна, установленная в хвостовой части
ракеты, направлена в сторону радиолокатора наведения и имеет
направленную диаграмму' излучения. Принцип действия установ-
ленной на ракете аппаратуры наведения подобен принципу дей-
ствия приемной части радиолокатора сопровождения цели.’ Если
199
Рис. 8.20. Одполучсвая система наведения ракеты по лучу
радиолокатора
Ра ди опока тор
сопровождения
цели и наведения
ракеты
Стартовая
установка
Рис. 8.21. Двухлучевая сиаема наведения ракеты по лучу радио-
локатора
200
ошибки с опорными на-
Рис. 8.22. Разрез диаграм-
мы излучения радио-тока
ционной станции
ракета летит по оси вращения луча в равносигиальноп зоне, то
ее приемное устройство за период вращения луча принимает сиг-
налы одинаковой амплитуды. Всякое отклонение ракеты от этой
оси приводит к появлению амплитудной модуляции принимаемых
сигналов с частотой вращения луча. Амплитуда (глубина) моду-
ляции сигнала пропорциональна величине отклонения ракеты от
оси, а фаза его характеризует направление отклонения. Принятые
сигналы детектируются и при этом выделяется напряжение сиг-
нала ошибки. Управляющие напряжения вырабатываются в ре
зультате сравнения напряжений сигнала
пряжениями *, которые формируются на
борту ракеты по данным станции на-
ведения. Для получения на ракете опор-
ных напряжений радиолокатор наведе-
ния излучает специальные кодированные
сигналы. Сравнение фазы опорных на-
пряжений с фазой напряжения сигнала
ошибки дает возможность определить
направление смещения ракеты относи-
тельно оси вращения луча и получить
соответствующие сигналы для управ-
ления ракетой по каналам курса и тан-
гажа.
В системе наведения по лучу радио-
локатора ракета стабилизируется по
крепу, а управление ведется по двум ка-
налам: курсу и тангажу. Стабилизация
ракеты по крену является необходимой,
так как нельзя допускать ее вращения
относительно продольной оси (если на
ракете не установлен специальный раз-
датчик команд, при вращении ракеты будет происходить перепу-
тывание каналов управления). Ракета при этом теряет ориента-
цию в луче и становится неуправляемой. Цикл управления за-
кончится тогда, когда управляющие сигналы, поступив в авто-
пилот, а затем на органы управления (рулевые машинки и рули),
выведут ракету на равноепгнальное направление.
Для уменьшения ошибки наведения, особенно на предельных
дальностях, необходимо, чтобы радиолокационный луч был по воз-
можности более узким. Поэтому в такой системе используется луч
шириной or 3 до 0,5°. Однако из-за применения слишком узкого
луча возникают другие проблемы, например трудность попадания
* Опорные напряжения вырабатываются специальным генератором и пред-
ставляют собой два синусоидальных напряжения, частоты которых равны ча-
стоте вращения луча, а фазы сдвинуты на 90° по отношению друг к другу, при-
чем фазы их строго привязываются к горизонтальному (но азимуту) и верти-
кальному (по углу места) направлениям вращения антенны
201
ракеты в узкий луч при запуске и повышение возможности выхо-
да ракеты из луча при быстрых перемещениях ее вследствие рез-
кого маневра цели.
Чтобы обеспечить попадание ракеты в луч, ее запускают со
стартовой установки, ориентированной (часто с помощью специ-
ального счетно-решающего прибора) таким образом, чтобы дви-
жение ракеты на начальном участке происходило в направлении,
близком к осп луча. Чем лучше будет согласовано направление
полета ракеты при старте с направлением осп луча, тем меньше
будет переходный процесс после захвата ракеты и начала рабо-
ты бортовой системы управления и тем быстрее ракета выйдет
на ось луча.
Система с двумя радиолокаторами. В этом слу-
чае радиолокатор сопровождения цели определяет координаты и
параметры движения цели и передает их в счетпо-рсшающее уст-
ройство, которое на основе этих данных не только рассчитывает
точку встречи ракеты с целью, ио и вырабатывает соответствую-
щую программу движения луча радиолокатора наведения, исклю-
чающую чересчур быстрое перемещение узкого луча в про-
странстве.
Вместо радиолокатора сопровождения цели может применять-
ся оптическая система, которая выдает необходимые данные в
счетно-решающее устройство.
Системы наведения по лучу радиолокатора получили широкое
применение благодаря высокой надежности наведения. Они при-
меняются для ракет классов «земля — воздух», «воздух — воздух»
и «воздух — земля».
Дальность действия этих систем невелика и полностью опре-
деляется дальностью действия радиолокаторов сопровождения
цели и наведения ракеты. Они мало зависят от метеорологиче-
ских условий.
Преимуществом этих систем является возможность наведения
на цель (или группу целей) по одному и тому же лучу одновре-
менно нескольких ракет. По поскольку луч радиолокатора, сопро-
вождающего цель, в течение всего времени полета ракеты
должен быть направлен на цель, то пока не закончится атака
одной цели, нельзя переходить к наведению ракет на другую
цель.
Недостатком системы наведений по лучу радиолокатора, так
же как и командной системы наведения, является то, что по мере
удаления ракеты or радиолокатора, т. е. при приближении ракеты
к цели, точность наведения уменьшается, в то время как именно
в этот момент требуется увеличение точности. Для устранения
этого недостатка при наведении ракет на удаленные цели систе-
ма телеуправления применяется в комбинации с системой само-
наведения, которая вступает в действие на последнем участке
полета ракеты.
202
8.5. СИСТЕМЫ САМОНАВЕДЕНИЯ
1. Принципы управления
Система самонаведения обеспечивает наведение ракеты на
цель с помощью аппаратуры, установленной на борту ракеты. Для
работы системы используется энергия, излучаемая целью пли от-
раженная от нее (рис 8.23).
Основным элементом всей системы явчяется головка самона-
ведения (ГСП), которая имеет специальный чувствительный эле-
мент, воспринимающий энергию от цели, и координатор, автома
тически н непрерывно измеряющий координаты ракеты относи-
тельно цели. Чаще всего координатор измеряет угловые отклоче
ZX
г----------------1
Рис. 8.2'3. Блок-схема системы самонаведения
ния цели от продольной оси ракеты (углы рассогласования), а в
некоторых более сложных системах дополнительно могут опреде-
ляться: дальность до цели, скорость изменения дальности и угло-
вая скорость поворота линии ракета — цель
Устройство формирования команд управления вырабатывает
сигналы для корректировки движения ракеты, а устройство упра-
вления преобразует эти сигналы в углы поворота рулей или дви-
гателей.
В зависимости от места расположения источника энергии, ис-
пользуемого для головки самонаведения, системы самонаведения
могут быть активными, полуактивпыми и пассивными.
При активном самонаведении (рис. 8.24, (?) цель
облучается первичным источником энергии, расположенным на
борту ракеты. Для выработки команд наведения используется
энергия, отраженная от цели. Из активных систем самонаведения
в настоящее время применяются лишь радиолокационные систе-
мы. Комплект бортовой аппаратуры такой системы состоит из
радиолокационного передатчика, антенной системы, приемника,
счетно-решающего устройства для формирования сигнала управ-
ления и приводов рулей.
Преимуществом активного самонаведения является то, что ра-
кета после пуска становится независимой от наземных средств
203
комплекса. Этим самым обеспечивается возможность пуска не-
ограниченного количества ракет по одной пли одновременно по
нескольким целям при сравнительно простых наземных средствах
комплекса.
К недостаткам этого вида самонаведения относят сложность
ГСН и ограниченную дальность ее действия.
Рис. 8.24. Схема работы системы самонаведения:
с — активное; б — пассивное; в — полуактивнее: I — цель;
2 — ракета; 3 — станция подсвета (облучения); 4 — облу-
чающая энергия; 5 — Отраженная энергия
При полу актив ном самонаведении (рис. 8.24, в)
цель облучается первичным источником энергии, расположенным
вне ракеты. Обычно такой источник энергии располагается на
земле, корабле, самолете и т. п.
Для выработки команд наведения в этом случае также исполь-
зуется энергия, отраженная от цели. Конструкция ГСН по срав-
нению с головкой для активного самонаведения проще и легче,
так как в ее состав не входит передатчик.
Преимуществом полу активного самонаведения перед активным
считается значительно большая дальность действия. Это обьяс-
204
няется тем, что па земле (корабле) можно разместить значитель-
но более мощный передатчик подсвета, чем в головке самонаве-
дения.
При пассивном самонаведении (рис. 8.24,6) энер-
гия для выработки команд наведения создается источником, рас-
положенным на самой цели, либо естественными облу щтелями
цели (Солнцем, Луной).
Принципы устройства и действия пассивной и полу активной
головок самонаведения аналогичны. Наибольшее распространение
получила тепловая (инфракрасная) пассивная система самонаве-
дения.
Положительными качествами пассивных систем самонаведения
являются их сравнительная простота и скрытность действия.
Недостатками инфракрасных ГСН считаются ограниченная
дальность действия (несколько километров), зависимость работы
от направленности излучения цели, а также зависимость от погод-
ных условий.
Рассмотрим активную радиолокационную и пассивную инфра-
красную системы самонаведения.
2. Активная система самонаведения
Активная радиолокационная система самонаведения (рис.8.25)
позволяет осуществлять наведение ракет в любых климатических
Рис. 8.25. Блок-схема активной радиолокационной системы самонаве-
дения
Условиях и в любое время суток. Эта система состоит из передат-
чика, приемника, антенного устройства, общего для передачи и
приема сигналов, антенного коммутатора, фазовых коммутаторов,
счетио-решающего прибора и других устройств, необходимых для
205
выработки управляющих сигналов и распределения их по соот-
ветствующим каналам управления. Весь этот комплекс аппара-
туры называют радиолокационным координатором.
Активная радиолокационная система самонаведения по струк-
туре и принципу работы подобна сбытой радиолокационной
станции автоматическою сопровождения цели. Разница заклю-
чается в том, что в радиолокационной станции управляющие сиг-
налы поступают на двигатели, вращающие антенную систему
с целью автоматического слежения за целью, в то время как в
системе самонаведения управляющие сигналы поступают через
хстройство управления на рулевые манишки ракеты В радиоло-
кационной станции существует одни замкнутый контур — контур
сопровождения цели по угловым координатам. В системе самона-
ведения имеются два замкнутых контура — контур сопровождения
цели по угловым координатам п контур управления ракетой.
Роль контура сопровождения цели по угловым координатам
выполняет координатор цели. Обычно все конструктивные эле-
менты радиолокационного координатора располагаются в носовой
части ракеты.
Контур сопровождения цели радиолокационной системы само-
наведения не решает задачи наведения ракеты на цель. Поэтому
в систему введен бортовой контур управления ракетой. В него
входят органы управления и автопилот, осуществляющие управ-
ление ракетой по каналам курса и тангажа. По каналу крена
ракета обычно стабилизируется автономной системой, не входя-
щей в контур наведения.
Захват цели с помощью координатора может осуществляться
различными способами. В ракетах класса «воздух — воздух»
с активной радиолокационной системой самонаведения обнаруже-
ние и захват цели производятся с помощью радиолокационной
станции поиска и стрельбы. Координатор ракеты объединяется
с радиолокационной станцией самолета, которая имеет большую
мощность, большие габариты антенн и, следовательно, большую
дальность обнаружения по сравнению с радиолокационным коор-
динатором. По радиолокатору пилот выводит самолет на обнарх-
женную цель так, чтобы наиболее эффективно осуществить пуск
ракеты. Сравнивая сигналы координатора ракеты и самолетного
радиолокатора, пилот определяет моменты захвата цели коорди-
натором и пуска ракеты.
Одной из важных характеристик радиолокационного коорди
натора является максимальная дальность действия, которая опре-
деляется условием получения па выходе координатора устойчи-
вых сигналов управления, необходимых для автоматического сле-
жения антенны за целью и для наведения ракеты.
На величину максимальной дальности действия радиолокаци-
онного координатора цели влияют: мощность передатчика, харак-
теристики приемно-передающей антенны, отражающие свойства
206
цели, чувствительность приемника и поглощающие свойства атмо
сферы, в которой распространяются радиоволны.
Серьезным недостатком радиолокационных активных систем
самонаведения является ограниченная дальность их действия.
3. Пассивная система самонаведения
Из пассивных систем самонаведения наибольшее распростра-
нение получила тепловая, или инфракрасная, система
Невидимые глазу инфракрасные лучи, представляющие собой
электромагнитное излучение, занимают область спектра от 0,76
до 420 .мк. Поскольку эти лучи излучаются нагретыми телами,
их иногда называют тепловыми. Особенностью инфракрасных лу-
Рис. 8.26. Упрощенная схема инфракрасной головкп само ia-
ветения:
I — оптическая система; 2 —диск с растрами: 3 — дзш ате.ть; 4 —
чувствительный племен г; 5- уеи.ти ль- б и 7 — фильтры 8 и 9 —
выпрямители
чей является то, что они хорошо проходят через некоторые мате-
риалы, непрозрачные для видимого света (картон, черная б ма-
га, эбонит), меньше поглощаются в атмосфере
Тепловые лучи принимаются специальными приемными уст-
ройствами, в состав которых входят оптические приборы и чув-
ствительные элементы, преобразующие падающею па них лучи-
стую энергию в энергию электрического тока. В качестве индика-
торов инфракрасных лучей для тепловых координаторов цели
применяются фотоэлементы, болометры и термопары.
Для наведения на цели, излучающие тепло, па ракете уста-
навливается инфракрасная головка самонаведения с координа-
тором цели в виде теплопелепгатора. Принцип се действия виден
из схемы, представленной па рис. 8.26
Тепловые координаторы имеют малый угол обзора, поэтому
Для обнаружения цели координатор должен совершать поиск.
Для удержания цели в поле зрения, а также для обеспечения
поиска и слежения за целью независимо от колебаний ракеты
координатор обычно устанавливают на гиростабилнзированнхю
платформу.
[Поиск осуществляется путем подачи меняющихся по опреде-
ленному закону напряжений на двигатели привода, которые раз-
ворачивают готовку самонаведения, совершая обзор простран-
207
ства по определенному методу. Как только лучистый поток от
цели попадает в поле зрения приемного устройства координато-
ра, электрический сигнал от чувствительного элемента прекра-
щает режим поиска и переключает двигатели привода координа-
тора в режим автоматического слежения за целью.
Дальность действия тепловой (инфракрасной) головки самона-
ведения зависит от температуры и размера излучающей поверх-
ности, состояния атмосферы, конструктивных особенностей коор-
динаторов, типа используемых чувствительных элементов и колеб-
лется от единиц до нескольких десятков километров.
Основным преимуществом теплопеленгационных систем, ис-
пользующих инфракрасное излучение, является их высокая раз-
решающая способность, которая значительно выше, чем у радио-
локационных.
Теплопелснгатор с диаметром отражателя 7,5 см на расстоя-
нии 8 км в состоянии различить двигатели отдельных самолетов,
в то время как радиолокатор, работающий на волне 8лки при диа-
метре отражателя 30 см, способен различать цели на том же уда-
лении, отстоящие друг от друга на 400 м.
Кроме того, тепловые системы менее подвержены воздействию
искусственных помех по сравнению с радиолокационными систе-
мами, однако возможность создания помех не исключается.
Глава 9
БОЕВЫЕ РАКЕТЫ ЗАРУБЕЖНЫХ СТРАН
Пользуясь классификацией, данной в гл. 2, кратко рассмотрим
устройство ракет различного назначения.
9.1 РАКЕТЫ ТАКТИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ
1. Баллистические ракеты
Ракетный комплекс «О н е с т Джон» (табл. 9.1) состоит
из ракеты (MGR-1B), пусковой установки с одной Направляющей,
смонтированной на двухосном или трехосном автомобиле, прицепа
с траверсой и автомобильного крана. Конструкция ракеты
(рис. 9.1) содержит пороховой ракетный двигатель с соплом, че-
тыре поворотных (малых) сопла, крестообразно расположенный в
хвостовой части стабилизатор и головную часть с ядерным заря-
дом, зарядом обычного ВВ и взрыватель.
При пуске ракеты пороховой заряд ракетного двигателя вос-
пламеняется электрозапалом; продолжительность работы двига-
теля около 5 сек.
Устойчивость ракеты в полете достигается за счет вращения ее
вокруг продольной оси от действия четырех поворотных (малых)
сопел, расположенных за боевой частью, и от стабилизаторов, по-
ставленных под некоторым углом к оси ракеты. Поворотные сопла
осуществляют вращение ракеты только на начальном участке тра-
ектории, где ракета имеет еще незначительную скорость и где
она больше всего подвергается влиянию различных возмущающих
факторов.
Ракета достаточно проста по устройству, хотя вероятность по-
ражения ею целей считается недостаточной (рассеивание ракет
при стрельбе на дальность 20 км составляет: по дальности — около
110 м, по направлению— 180 .и).
к */а8—622 209
Таблица 9.1
Основные тактико-технические данные баллистических ракет
тактического назначения
Наименование данных „Сиест Джон” „Литтл Джон” ,Ланс“ „Плутом" „Сержант" .Першинг"
Дальность стрельбы (км): наибольшая наименьшая 40 6 20 3 50 5 120 10 140—160 45 740 185
Стартовый вес, 2,2 0,15—0,36 1.5 2,35 4,58 4,5
т Вес боевой части, т 0,68 0,115 — — 0,725 —
Тип снаряжения Обычное, ядериое. химиче- ское Обычное, ядерное Обычное, и дер ное, химиче- ское Ядериое Обычное, ядериое, химиче- ское Ядерное
Тротиловый эквивалент заря- да. кт 15—20 1,5 — 10-15 — —
Диаметр, м: боевой части корпуса ракеты 0,76 0,58 0,32 0,56 0,65 0,8 1.0
Длина ракеты, м 7,9 4,4 6.1 7,6 10,5 10,5
Двигатель РДТТ РДТТ ЖРД РДТТ РДТТ (с тягой 22.7 т) РДТТ
Наибольшая скорость, м!сек 700 833 — — 1000 1400
Система управ- ления Неуправ- ляемая 11еуправ- ляемая Инер- циальная Инер- циальная Инер- циальная Инер- циальная
Состоит па во- оружении США, 1953 г. США, 1958 г. США Франция 1969 г. США, ФРГ США, ФРГ, 1964 г.
Для поддержания необходимой температуры порохового за-
ряда двигателя применяется специальный чехол с электрообогре-
вом и автоматической регулировкой температуры.
Чехол с двигателя снимается перед пуском ракеты.
Ракетный комплекс «Литтл Джон» (MGR-ЗА) ана-
логичен составу ракетного комплекса «Опест Джон», кроме пуско-
вой установки, которая выполнена в двух вариантах — на одноос-
ном прицепе легкого типа и на гусеничном транспортере.
210
Рис. 9.1. Схемы ракет тактического назна-
чения:
I — «Литтл Джон»; 2 — «Ланс»; 3 — «Онест Джон»;
4 — «Плутон»
Ракета (см. рис. 9.1) состоит из порохового двигателя с сои
лом, крестообразно расположенного в хвостовой части стабили-
затора, и головной части, снаряжаемой обычным ВВ или ядерным
зарядом.
Имея малый вес, ракетный комплекс «Литтл Джон» обладает
более высоким темпом стрельбы по сравнению с комплексом
«Онест Джон»; комплекс
Ракета комплекса
«Ланс» (см. рис. 9.1) —
одноступенчатая, имеет
жидкостной ракетный
двигатель (ЖРД) с дву-
мя режимами работы —
стартовым и маршевым;
заправка двигателя топ-
ливом производится в за-
водских условиях. Кресто-
образно расположенный
стабилизатор находится
в хвостовой части ракеты.
Запуск ракет «Ланс»
полагают производить с
пусковых установок
«Литтл Джои».
ВМС США приступи-
ли к разработке ракеты
под названием «Си Ланс»;
ракета предназначается
для вооружения надвод-
ных кораблей.
В ракетный ком-
плекс «Плутон» (см. рис. 9.1) входит управляемая одноступен-
чатая ракета твердого топлива и наземное проверочно-пусковое
оборудование, размещаемые на гусеничном транспортере.
Ракета состоит из боевой части и ракетного двигателя твер-
дого топлива с двумя режимами работы — стартовым и марше-
вым.
Стабилизация ракеты в полете осуществляется крестообразно
расположенными аэродинамическими рулями, находящимися в
хвостовой части ракеты и приводимыми в движение от электриче-
ских приводов
Ракетный комплекс RKT-30 общей огневой поддержки
сухопутных войск включает в себя ракету^ RKT 30, по внешнему
виду и основным характеристикам напоминающую ракету- «Литтл
Джон». Ракета длиной 4,57 м и диаметром корпуса 0,3 я имеет
Двигатель твердого топлива. Головная часть снаряжается обычным
ВВ. Стабилизация в полете достигается за счет крестообразно
Расположенного стабилизатора. Дальность полета порядка 30км.
*/28’ 211
Ракетный комплекс «Сержант» состоит из ракеты
(рис. 9.2), пусковой установки и aipeia-гов наземною оборудова-
ния. Ракета — одноступенчатая, твердотопливная, из четырех отсе-
ков: боевой части, системы управления, двигателя твердого топ-
лива и стабилизатора. Каждый отсек перевозится в герметичных
Рис. 9.2. Схемы тактиче-
ских ракет:
/ — «Сержант»; 2 — «Першинг»
контейнерах.
В качестве топлива двигателя приме-
няется литая шашка, которая сгорает в
течение 30 сек\ вес шашки 2,7 т.
Сборка ракеты осуществляется па
стартовой позиции расчетом, состоящим
из пяти человек, за 10 мин. Общее время,
необходимое для подготовки ракеты к пу-
ску, составляет 30 мин.
Ракетный комплекс «Пер-
шинг» (см. рис. 9.2) состоит из ракеты,
пусковой установки, станции проверки,
пульта управления батареей, электроси-
лового агрегата и узла связи, оснащен-
ного радиостанцией для радиотелефон-
ной и телетайпной связи с батареей.
Ракета — двухступенчатая с двигате-
лями па твердом топливе на обеих ступе-
нях и с одинаковой силой тяги.
Первая ступень ракеты отделяется на
высоте примерно 12 км. При этом путем
мгновенного понижения давления в ка-
мере сгорания выключается двигатель.
С этой целью в камере сделаны отвер-
стия, которые открываются по достиже-
нии ракетой заданной скорости. При
спаде давления разрываются соедини-
тельные болты и первая ступень отде-
ляется от второй.
Заметим, что твердое топливо устой-
чиво горит тогда, когда в камере сгора-
ния имеется достаточно высокое давление; при резком понижении
давления горение прекращается. Этот эффект и используется для
разделения ступеней.
Двигатель второй ступени выключается при открывании заглу-
шек в стенках камеры путем взрыва специальных пороховых за-
рядов, когда ракета приобретает заданную скорость.
Боевая часть ракеты с системой управления расположена па
второй ступени. Она оснащена средствами преодоления ПРО.
Стабилизация ракеты в полете осуществляется с помощью ста-
билизаторов первой ступени треугольной формы и стабилизато-
ров второй ступени прямоугольной формы.
Конический носовой конус имеет специальное покрытие, кото-
212
рое наносится для предохранения корпуса ракеты от высоких тем-
ператур, возникающих при полете в атмосфере. При повышении
температуры покрытие постепенно разрушается и смывается воз-
душными потоками.
Начаты исследования по созданию новой ракеты «Першинг-2»
повышенной дальности, с головной частью, содержащей несколько
боевых головок и снабженной средствами преодоления ПРО.
2. Крылатые ракеты
Полет крылатых ракет (табл. 9.2) основан на использовании
аэродинамических сил, чем они и отличаются от баллистических
ракет, в которых аэродинамические силы служат для корректи-
ровки траектории только на начальном участке.
Таблица 9.2
Основные тактико-технические данные крылатых ракет
тактического назначения
Наименование данных Крылатые ракеты
«Лакросс* SE-I2G0 иМейс“
Дальность полета, кл:
наибольшая 32 90 2100
наименьшая . 8 25 —
Стартовый вес, т 1.07—0.92 1.0 8,2
Вес боевой части, т 0,21 — 0,9
Тип снаряжения Ядерное, обычное — Я,черное
Длина ракеты, л 5.84 3,5 13,4
Диаметр корпуса, м 0,52 —• 1,4
Размах стабилизатора или — — 7,0
крыла, м
Двигатель Пороховой ПВРД II 2 по- роховых уско- рителя ТРД с порохо- вым ускори- телем
Наибольшая скорость 455 275 280
полета, л [сек
Система управления Радиокоманд, с те л су нрав л. Радиокоманд, (с земли) Автономная
Состоит на вооружении США Франция США, 1966 г.
из планера, двигателя, го-
Крылатые ракеты (рис. 9.3) состоят
ловной части и системы управления.
9 622
213
Головную часть снаряжают либо ядерным, либо фугасным за-
рядом.
Крылатые ракегы друг от друга отличаются:
Рис. 9.3. Схема крылатой ракеты тактического назначения:
/— обтекатель; 2 — отражатель системы иакедшшя; 3—аппаратура системы
самой а ведения; / К II-— система управления; 5 — боевая часть: б—взрыва-
тель; 7—корпус ракеты. 8 — бак с юрючим; 3 — крыло; II — мари.свый ТРД.
;2 — руль наведения; 13— сопло; II— механизмы ТРД; 75 — пороховой ускори-
тель; 16 — воздухозаборник
— видом траектории:
ракета может совершать полет на постоянной высоте;
Рис. 9.4. Схема такти-
юской крылатой ракеты
«Лакросс»
ракета на начальном участке летит как
баллистическая ракета, затем как свобод-
ное тело;
ракета может совершать полет с пере-
менной высотой:
— аэродинамической схемой (конструк-
ция ракеты может быть выполнена по
типу: нормальная, «утка», «поворотное
крыло»);
— количеством двигателей;
— системой управления (автономная,
телеуправляемая либо самопаводящая);
— боевым применением (тактического
пли стратегического назначения).
Преимуществом крылатых ракет перед
баллистическими ракетами принято считать
меньшие вес и расход топлива, меньшие га-
бариты и более низкую стоимость, недо-
статном - сравнительно малую скорость и
ботьшое время полета.
Рассмотрим для примера к р ы латы и
ракетный комплекс «Лакросс»
(табл. 9.2), состоящий из ракеты (рис. 9.4)
смонтированной па шасси легкого армей-
и пусковой установки,
ского автомобиля.
Двигатель на твердом топливе работает на двух режимах —
стартовом и маршевом.
214
Устойчивость в полете ракета приобретает за счет крестооб-
разно расположенных крыльев и четырех лопастей хвостового опе-
рения. Крылья смещены относительно хвостового оперения
на 45°
После запуска ракета автоматически выводится в «расчетную
точку», затем «захватывается» радиолокатором наземной станции
наведения. Последующее управление ракетой и ее наведение в
цель выполняет командная система управления с ра< олокациоп-
ным слежением.
Наземная станция наведения выдвигается на передний край с
задачей ведения визуального наблюдения за целью.
Система управления ракеты подвержена радиопомехам. Кроме
того, сама ракета уязвима для средств ПВО. К числу недостатков
ракеты относят и то, что на перезаряжание пусковой установки
затрачивается много времени, а это сильно снижает темп пуска
ракет.
Комплекс управляемой крылатой ракеты
«М е й с» состоит из крылатой ракеты, представляющей собой по
внешнему виду беспилотный бомбардировщик с высокорасполо-
женпым стреловидным крылом малого размаха, установщика, пу-
скового стола и приборов управления пуском.
Горизонтальное оперение, имеющее также стреловидную фор-
му, расположен о в верхней части киля. Благодаря стреловидному
крылу и горизонтальному оперению ракета сохраняет необходи-
мую устойчивость в полете при заданной скорости движения.
У ракеты — один турбореактивный двигатель с тягой 2,4 т. В ка-
честве горючего используется керосин.
Устойчивость крылатой ракеты в момент ее старта достигается
за счет работы ускорителя типа ПРД, развивающего тягу, равную
55 т; время работы ускорителя пе превышает 2 сек. Высота по-
лета ракеты может изменяться от 0,3 до 12 км.
Крылатая ракета «Мейс» поступила на вооружение в двух ва-
риантах: «Мейс» ТМ-76А и «Мейс» ТМ-76В. Отличаются они друг
от друга только системой управления: у ТМ-76А — система управ-
ления «Атран»; у ТМ-76В — инерциальная.
Действие системы «Атран» основано на принципе совмещения
двух изображений местности: заснятой до полета и воспринимае-
мой (фотографируемой) в полете.
Инерциальная система управления уступает системе «Атран»
по точности выработки конечных данных, необходимых для управ-
ления ракетой в полете.
По сообщениям зарубежной печати, дальнейшее развитие так-
тических ракет (баллистических и крылатых) может пойти по пути
создания управляемых ракет, оснащенных системой самонаведе-
ния (лазерными или радиолокационными), и универсальных ра-
кет, предназначаемых для борьбы с наземными и воздушными це-
лями (на малых высотах).
S*
215
3. Противотанковые управляемые ракеты (ПТУР)
Принципиальная схема конструкции ПТУР показана на рис.
9.5. Снаряд состоит из боевой части и взрывателя, реактивного
дви!ателя с соплом, планера (корпуса), органов стабилизации, си-
стемы наведения и управления, воздушных рулей, крыла и элеро-
нов
В большинстве известных ПТУР боевая часть содержит ку-
мулятивный заряд, способный пробивать мощную броню танка
На многих ракетах устанавливается по два двигателя — стар-
товый и маршевый. Стартовый двигатель разгоняет снаряд до за-
Рис. 9.5. Схема ПТУР:
/, 8 — стабилизаторы; 2—боевая часть; 3 пороховой
двигатель; 4 планер; 5— приборы стабилизации; 6—си-
стема наведения и управления, 7 — воздушные рули, 9
элероны 10 взрыватель; //— сопло
данной скорости, а маршевый — поддерживает или увеличивает
>ту скорость, обеспечивая полет снаряда до встречи с целью.
Продолжительность работы стартового двигателя изменяется
от 0,5 до 3 сек, а маршевого двигателя достигает 10 сек и более
(в зависимости от дальности) при скорости полета 100—
200 м/сек.
В ПТУР применяются реактивные двигатели трех типов: поро
ховые, воздушно-реактивные и жидкостные. Наибольшее распро
сгранение получили пороховые двигатели.
Птапер (или корпус) снаряда включает в себя крылья, рули,
элероны и органы стабилизации и служит для создания управтя-
ющих сил, необходимых для наведения снаряда па цель.
Форма крыльев разнообразная; они могут быть плоскими, коль-
цеобразными и другого вида.
Большинство ПТУР оснащено воздушными рулями, по приме-
няются также и газодинамические.
Управляются ПТУР по проводам и по радио, эти системы уп-
равления называют телеуправляемыми. В некоторых ПТУР при-
меняется автономная система, которая управляет ракетой по за
ранее намеченной программе.
Для удобства все известные ПТУР в иностранной печати раз-
216
делены па ракеты первою и второго поколения; схемы некоторых
из них показаны на рис. 9.6 и 9.7; тактико-технические данные
приведены в табл. 9.3 и 9.4.
Рис. 9.6. Схемы ПТУР первого поколения:
I — «Эитак»; 2 — «Бантам»; 3 —< «Москнто»; 4 — SS -ц
Деление ПТУР
и тяжелые.
можно провести и по весу: па легкие, средние
Рис. 9.7. Схемы ПТУР второго поколения:
1 — «Милан»; 2 — «Сфингфайр»; 3 — «Хот»; 4 — «Шилсйла»
Большинство легких ПТУР являются индивидуальным оружи-
ем, применяемым непосредственно на поле боя. Средние и тяже-
лые ПТУР устанавливаются на автомобили, бронетранспортеры,
танки, вертолеты и другие подвижные средства.
217
Таблица 9.3
Основные тактико-технические данные некоторых ПТУР
первого поколения
Наименование данных Легкие Средние
.КоОра" „Москнто* .Энтак" SS-I1
Дальность, м
наибольшая 1600 2400 2000 3000
наименьшая 400 360 400 500
Общий вес (ракеты и пусковой установки), кг 10 28 17 30
Стартовый вес, кг 10 12,5 12,2 30
Вес головной части, кг Кумул./2,7 Кумул.,4 Кумул./3,9 Ку мул./8,1
Длина, мм 950 1100 800 1200
Диаметр корпуса, мм 100 120 150 160
Скорость полета Mi сек 85 100 85 160
Толщина пробиваемой брони, мм 500 660 650 600
• Двигатель РДТТ РДТТ РДТТ РДТТ
Наведение По прово- дам По прово- дам По прово- дам По прово- дам
Способ запуска С земли С земли или транс- портера С автомо- биля С автомо- биля
Состоит иа вооруже- нии ФРГ Италия, Швейцария Франция Франция
218
Таблица 9.4
Основные тактико-технические данные некоторых ПТУР
второго поколения
Наименование данных Легкие Средине Тяжелые
.Милан* .Хот* .Шнлейла* .Суинг- <1 айр“ .Toy"
Дальность, м: наибольшая 2000 4000 .3000 3000 3000
наименьшая 25 75 — 150 —
Общин вес (ракеты и пусковой установки), лг 11 25 27 — 72
Стартовый вес, кг 6,6 20 18 18 17.4
Вес головной части кг ВВ ВВ ВВ/6,2 ВВ/7 3,8
Длина мм 750 1240 1140 1100 1140
Диаметр корпуса, лтл 103 136 152 170 140
Скорость полета, м/сек 180 280 220 190 —
Толщина пробиваемой брони, мм — — 500 500 —
Двигатель РДТ1 РДТТ РДТТ РДТТ —
Наведение По про- водам По про- водам Команд- ное По про- водам —
Способ запуска С земли, с авто- мобиля С тапка, с авто- мобиля С тран спортера, с авто- М ОО1Ц1Я С танка, с авто- мобиля С земли, с авто- мобиля
Состоит па вооружении Франция, ФРГ ‘1 рапция, ФРГ США, ФРГ Англия США
219
У ПТУР первого поколения управление в полете начинается с
350—600 м от места пуска. Следовательно, если цель находится
ближе этого расстояния, то поразить ее противотанковой ракетой
становится практически невозможно.
Дальнейшее развитие ПТУР, по данным зарубежной печати,
может пойти по пути:
— увеличения дальности стрельбы и бронепробиваемости;
— улучшения точности стрельбы, особенно ночью и при плохой
видимости;
— повышения маневренности, уменьшения веса и габаритов;
— создания самоходных уста-
новок;
— создания универсальных
систем.
Рис. 9.8. Схемы ракет стратегиче-
ского назначении средней дальности:
J _ «Поларис А-2»; 2—«Поларис АЗ»:
3 — «Посейдон»
9.2. РАКИТЫ СТРАТЕГИЧЕСКОГО
НАЗНАЧЕНИЯ
Баллистические управляемые
стратегические ракеты входят в
класс «земля — земля».
По дальности они подразде-
ляются па ракеты средней даль-
ности и ракеты дальнего дей-
ствия.
1. Ракеты средней дальности
Основные данные ракет при-
ведены в табл. 9.5. Их схемы да-
ны на рис. 9.8.
Ракета «Пол а рис А-2»
принята на вооружение подвод-
ных лодок. Она состоит из двух
ступеней с двигателями твердого
топлива. В носовой части ракеты
находится ядерпый заряд. Камеры сгорания двигателей имеют по
четыре сопла с газовыми рулями. Сопла второй ступени — пласт-
массовые с вкладышами из огнеупорного материала в критическом
сечении. Это дает уменьшение веса сопел до 30% по сравнению со
стальными.
Топливо обеих ступеней двигателей смесевое, твердое, состоя-
щее из полиуретана с присадками алюминия и перхлората аммо-
ния. Заряды'отливаются непосредственно в корпус ступени.
Управление ракетой в полете осуществляется за счет поворота
сопел.
На второй ступени ракета имеет реверсивные двигатели, сопла
которых направлены в противоположную сторону по отношению
к основным. Они регулируют величину силы тяги двигателя, а сле-
220
Таблица 9.5
Основные тактико-технические данные стратегических ракет
средней дальности
Наименование данных „Поларис Л-2* .Поларис д-3" „Посейдон**
Наибольшая дальность полета, к.« 2800 4600 4600—6500 (в зависимоегн от боевой на- грузки)
Стартовый вес, т 14,5 16 27
Тип снаряжения Ядерпое Ядерное Ядерпое
Тротиловый эквивалент заряда, Мт 0,6 0,75—1 2—3
Длина ракеты, .« 9,6 9,86 10,4
Диаметр корпуса, м 1,37 1,37 1,83
Количество ступеней ра- кеты 2 2 2
Тип двигателей РДТТ РДТТ РДТТ
Наибольшая скорость по- лета (число М) 12 15 —
Высота траектории, км 650 — —
Система управления Инерциальная Инерциальная Инерциальиа-я
Состоит па вооружении США. 1962 г. США, 1964 г. США, 1969 г
довательно, и конечную величину скорости (в пределах
±10 м/сек).
Управление ракетой в полете и наведение ее на цель осущест-
вляются с помощью инерциальной системы. Ракета снабжена
средствами преодоления ПРО.
Ракета «Поларис А-3» является третьей модификацией
ракеты «Поларис». Имеет увеличенную дальность действия и уве-
личенную мощность ядерного заряда.
Увеличение дальности полета ракеты получено за счет добав-
ления топлива в двигатель первой ступени, снижения веса ракеты
путем применения в конструкции корпуса и двигателя пластмасс
и увеличения удельной тяги. Головная часть ракеты содержит трп
боеголовки. Головная часть имеет обтекатель, который сбрасы-
вается после выхода ракеты за пределы плотных слоев атмос-
феры.
221
В ракете «Поларпс А-3» исполнительными органами системы
управления являются: на первой ступени — четыре поворотных
сопла и на второй ступени — устройство впрыска фреона в закрп-
тические части четырех сопел. Фреон поступает под давлением
сжатого азота.
Ракета «Посейдон» — более совершенный вариант ракеты
«Поларпс». Она предназначена для замены ракет «Поларис А-2»
и «Поларис А-3».
Ракета — твердотопливная, двухступенчатая. Корпус каждой
ступени, сопла двигателей выполнены из стеклопластика.
Ракета имеет более совершенную аэродинамическую схему, чем
ракета «Поларис А-3».
Головная часть ракеты содержит мощный ядерный заряд и
средства преодоления систем ПРО. Ядерный заряд может состо-
ять из нескольких боевых головок. Ведется разработка ядерного
заряда на 10 боевых головок и более.
Отделение головной части от второй ступени ракеты осущест-
вляется с помощью четырех реверсивных сопел, находящихся в
передней части корпуса второй ступени.
В РДТГ первой ступени принято смесовое твердое топливо, в
РДТТ второй ступени — двухосновное твердое топливо с высоким
удельным импульсом. Снаряжение корпусов двигателей произво-
дится па снаряжателыюм заводе.
Собранная ракета со сборочного завода доставляется к месту
погрузки в подводные лодки в контейнерах. Перед установкой в
пусковую трубу подводной лодки ракета извлекается из контей-
нера.
На каждой подводной лодке устанавливается по 16 ракет.
Собранная ракета может храниться около 10 лет.
2. Ракеты дальнего действия
Основные данные ракет дальнего действия приведены в
табл. 9.6. Их схемы даны па рис. 9.9.
Ракета «Титан-2» состоит из двух ступеней и головной ча-
сти. Па обеих ступенях установлены ЖРД, работающие на высо-
кокипящем топливе, состоящем из горючего — «аэрозип-50» (смесь
1 : 1 безводного гидразина с несимметричным днметилгидразином)
и окислителя — четырехокисп азота.
На первой ступени — два ЖРД с тягой по 97,5 т каждый; на
второй —один ЖРД с тягой 45,4 т. Температура в камере сгора-
ния достигает 3100С.
Двигатель второй ступени включается еще до разделения сту-
пеней, при этом газы двигателя второй ступени истекают через
отверстия в переходнике между ступенями. Для отделения первой
ступени от второй используются малые РДТТ с тягой по 34 кг.
Для получения расчетной скорости ракеты и изменения направ-
ления ее полета в конце активного участка траектории использу-
222
Таблица 9.6
Основные тактико-технические данные стратегических ракет
дальнего действия
Наименование данных „Титан-2в „ Минитмен-2*' .Мннитмен-3*
Наибольшая дальность Ьолее 11 500 12900 9800
полета, ь.и (расчетная 17 000 км)
Стартовый вес, т 150 31,8 35,4
Тип снаряжения Ядерное Ядериое Ядерное
Тротиловый эквивалент, Мт 10—20 2 2
Длина, м\ 31,4 18,2 18,2
1 ступени 21,3
11 ctvi спи Ю.1 — —.
III ступени — —
Диаметр,
I ступени 3 1,88 1.88
II ступени 3 — —
111 ступени —- — 1.32
Количество ступеней 2 3 3
Тип двигателя ЖРД РДТТ РДТТ
Наибольшая скорость по- лета (число М) 28 22 —
Высота траектории, км 1000 1000 —
Система наведения и управления Инерциальная Инерциальная Инерциальная
Состоит на вооружении США, 1964 г. США, 1961 г. США
ются два верньерных РДТТ, расположенные в хвостовой части
второй ступени. В верньерных двигателях используется смесевое
топливо па основе полиуретана.
Ракета снабжена инерциальной системой наведения. Исполни-
тельными органами системы наведения являются шарнирно под-
вешенные сопла ЖРД первой и второй ступеней.
На основе ракеты «Титан-2» создано более пяти вариантов ра-
кет, предназначенных как для межконтинентальных запусков, так
и для вывода на орбиту спутников военного назначения. Послед-
ним вариантом из этих ракет является ракета «Титап-ЗМ»,
имеющая длину 32 м и стартовый вес 810 г. Ракета выполнена ио
Двухступенчатой схеме с двумя с гартовыми ускорителями. В ра-
кете применены титановые сплавы, что позволило уменьшить вес
223
конструкции корпуса и двигателей до 40% первоначального и
увеличить за этот счет запасы топлива. Сообщается, что ракета
может доставить к цели мощный ядерный заряд в 17,2 т.
Ракета «Минитмен-2» является
Рис. 9.9. Схемы ракет стра-
тегического назначения
дальнего действия'
/ — «Минитмен-2»; 2 —• «Ти-
тан 2*
основной ракетой дальнего действия.
Ракета — трехегу пенчатая, твердотоп-
ливная. На первой ступени — РДТТ, кор-
пус стальной, на второй —РДТТ, корпус
стеклопластиковый, на третьей — РД1Т,
корпус из «спираллоя».
Корпус всей ракеты снаружи покрыт
теплозащитным слоем, который предо-
храняет его от на1рева для возможности
старта из шахты.
РДТТ первой и третьей ступеней
имеют по четыре поворотных сопла.
РДТТ второй ступени имеет одно жестко
закрепленное сопло.
При работе двигателей первой и
третьей ступеней управление полетом ра-
кеты по тангажу, рысканию и крену про-
изводится путем отклонения поворотных
сопел этих двигателей. Отклонение сопел
двигателя первой ступени достигается за
счет давления в гидравлической системе,
создающего вращающий момент. Сопла
двигателя третьей ступени отклоняются
от давления в гидросистеме, создающего
также вращающий момент. Гидравличе-
ские системы монтируются на нижнем
днище корпусов РДТТ между соп-
лами.
При работе двигателя второй ступени
управление полетом ракеты по тангажу
и рысканию достигается путем отклоне-
ния вектора тяги этого двигателя. прав-
ление по крену осуществляется четырьмя
малыми управляющими соплами, работающими от порохового ак-
кумулятора давления (ПАД).
Во всех двигателях трех ступеней ракеты «Минитмсн-2» при-
нято твердое топливо с высоким удельным импульсом:
— па первой ступени — топливо состоит из полибутадиена, ак-
риловой кислоты с присадками алюминия (горючее) и перхлората
аммония (окислитель); шашка твердого топлива изготовляется
литьем; двигатель развивает тягу 80 т;
— на второй ступени — литая шашка из полибутадиена с при-
садками алюминия; двигатель развивает тягу 40 т;
— па третьей ступени — твердотопливная шашка из питроцел-
224
люлозы и питро! лицсрина с примесью пудры алюминия и перхло-
рата аммония; двшагель развивает тягу 20 т.
Срок хранения снаряженной топливом ракеты 5 лет.
Ракета имеет головную часть с повышенной устойчивостью к
действию взрыва ядерпы.х боего ювок антиракет
Носок головной части выполнен нз листового алюминиевого
сплава с теплозащитной оболочкой.
Отсек системы наведения расположен между третьей ступенью
и головной частью.
В системе наведения используется универсальное цифровое вы-
числительное устройство, в памяти которого могут храниться дан-
ные о нескольких целях.
По командам, выработанным вычислительным устройством,
производятся, управление полетом ракеты, разделение ступенен,
сбрасывание ложных целей и установка взрывателя в боевое по-
ложение
До запуска ракеты вычислительное устройство ведет непрерыв-
ную проверку бортового оборудования, регулирование темпера-
туры и атмосферы в шахте, регистрацию уровня воды на дне
шахты, проверку плотности закрывания крышек люков в шахту, а
также контролирует приборы управления запуском ракеты.
Ракета «Минитмсн-З» в конструктивном отношении более со-
вершенна, чем ракета «Минитмен-2».
Ракета имеет усовершенствованную, с большим стартовым ве-
сом и габаритами третью ступень. Первая и вторая ступени оста-
лись такими же, какие приняты в ракете «Мшштмен-2». На треть-
ей ступени, так же как на первой и второй, установлен РДТТ.
Корпус двигателя — стеклопластиковый. Двигатель имеет одно
жестко закрепленное сопло. При работе двигателя третьей ступени
управление полетом ракеты по тангажу и рысканию осущест
влястся за счет ассиметрии силы тяги РДТТ. Управление по крену
осуществляется управляющими соплами. Сои та смонтированы на
корпусе двигателя.
Головная часть ракеты содержит три ядерпых боеголовки и
дипольные отражатели. Боевые головки предназначаются для по-
ражения одной крупноразмерной цели. Перед входом головной
части в атмосферу боеголовки отделяются, разлетаются и продол-
жают полет к цели по разным траекториям. Наконец, разрабаты-
вается новая головная часть, способная нести до семи боеголовок.
Создаются ракеты «Мипитмеп-4» и «Минитмен-5».
Ракета «М и и и т м е н-4» будет трехсту пепчатой, твердотоп-
ливной. Вторую и третью ступени предполагается взять от раке-
ты «Минитмен-3» или же от ракеты «Носеидон».
Ракету «Минитмен 5» создают также трехступенчатой,
твердотопливной, но с одинаковым диаметром у всех сту-
пеней.
225
3. О перспективных ракетах стратегического назначения
В ряде стран, в частности в США, ведутся работы по созданию
новых стратегических ракет для замены состоящих на вооруже-
нии.
С этой целью испытываются ракеты с двигателями типа ЖРД,
РДТТ и ЯРД, которые будут способны нести головные части с
ядерными зарядами большой мощности.
Конструкции ракет предполагается выполнять трехступенча-
тыми и двухступенчатыми с ускорителями.
К вновь разрабатываемым стратегическим ракетам зарубеж-
ные специалисты предъявляют следующие требования:
— должны точно поражать намеченные цели;
- должны иметь средства преодоления системы ПРО;
— должны противостоять ядерному удару противника.
Запуск ракет проектируется производить из подземных шахт и
с подводных лодок, находящихся в подводном положении, а также
с других видов пусковых установок.
В последние годы в США разрабатывается твердотопливная
трехступепчатая ракета 1СМ с дальностью 12000 к.и. Головная
часть должна нести несколько боеголовок, способных маневриро-
вать па конечном участке траектории Система наведения — инер-
циальная в сочетании с самоиаводящейся. Запуск ракеты 1 СМ
предполагается проводить с мобильных пусковых установок —
автомобилей и железнодорожных платформ. Ракета 1 СМ должна
быть неуязвимой к поражающим факторам ядерпого взрыва:
ударной волне, ионизирующему, электромагнитному и тепловому
излучениям. Опа заменит ракеты «Минитмен».
Создаются и другие ракеты, предназначенные для замены ра-
кет «Поларис» и «Посейдон». Новыми ракетами предполагается
вооружить подводные лодки, оснастить ими обитаемые комплексы,
способные перемещаться по морскому дну, и установить в герме-
тических контейнерах, погруженных па глубину 900 м и более.
9.3. РАКЕТЫ СИСТЕМ ПВО И ПРО
По данным зарубежной печати, ПВО должна обеспечивать обо-
рону от средств воздушного нападения: авиации, баллистических
и крылатых ракет класса «земля—земля», управляемых ракет
класса «воздух—земля». Эти задачи, как правило, решают зенит-
ные управляемые ракеты (ЗУР).
Уничтожение баллистических и крылатых ракет стремятся про-
изводить при их запуске (на стартовой позиции) или на активном
участке траектории (при работающих двигателях). Если этого
сделать невозможно, то пытаются уничтожить ракету на среднем
участке траектории. Поражение средствами ПВО воздушных це-
лей после их входа в атмосферу, над целью, нежелательно. Поэ-
тому разрабатывается такая система ПВО, которая обеспечила бы
226
поражение баллистических и крылатых ракет до окончания ра-
боты двш ателя или до того, как головная часть отделится от по-
следней ступени ракеты.
Современный зенитный ракетный комплекс состоит из управ-
ляемой ракеты, систем обнаружения и опознавания цели, систем
управления и наведения ракеты на выбранную цель, пусковых уст-
ройств и контрольно-измерительного оборудования.
У ЗУР имеются стартовая и маршевая ступени (рис. 9.10). Кор-
пус ракеты обеспечивает ей необходимую жесткость и прочность.
Радиолокационная головка самонаведения находится в голов-
ной части ракеты; опа изготовляется из радиопрозрачного мате-
Маршевая ступень
Стартовая ступень
Рис. 9.10. Схема ЗУ Р:
1—взрыватель, 2 — 11ред.охраиительпо-псполнитсльный механизм. 3 — боевой
заряд, 4 система наведения; 5— механизм поворота аэродинамических по
верхностсй, ь *- аэродинамические поверхности; 7 — маршевый двигатель; 8 —
корпус планера; 9 стабилизаторы; 10 — сопло маршевого РДТТ; 11 — механизм
отделения; 12 — стартовый двигатель; 13 — корпус стартовой ступени; 14 — сопло
стартового РДТТ
риала, а по форме берется такой, чтобы практически не искажать
принимаемые радиоволны.
Средняя часть корпуса ракеты — цилиндрическая, хвостовая
усеченный конус.
Аэродинамические поверхности служат для создания подъем-
ной силы при полете в атмосфере, создания сил управления поле-
том ракеты при наведении па цель. Различают два вида аэродина-
мических поверхностей: подвижные и неподвижные: подвижные —
управляют полетом ракеты, неподвижные — обеспечивают устой-
чивость полета ракеты, а также создают подъемпу ю силу.
В ракетах последних лет применяют по две пары подвижных и
неподвижных аэродинамических поверхностей, расположенных
крестообразно. Их форма весьма разнообразна: треугольная, пря-
моугольная, трапециевидная. Материалом для них служат легкие
сплавы или пластмассы.
Взаимное расположение подвижных и неподвижных аэроди-
намических поверхностей относительно центра тяжести ракеты оп-
ределяет аэродинамическую схему ЗУР.
Боевая часть ракеты содержит заряд обычного ВВ или ядер-
ный. Срабатывает боевая часть от взрывателя.
227
Л1аршевый двигатель обеспечивает необходимую скорость,
дальность и высоту полета ракеты.
Стартовый двигатель (ускоритель) придает ракете необходи-
мую скорость полета па начальном участке траектории с целью
сокращения полетного времени ракеты.
В зарубежных странах на вооружение приняты три вида ком-
плексов ПВО и ПРО:
а) для обороны своих стран (комплексы входят в ПВО и ПРО
страны);
б) для обороны войск на поле боя (комплексы входят в со-
став ПВО войск);
в) для обороны кораблей и других надводных средстр
1.
Основные
плексы ПВО
Ракеты зенитных комплексов ПВО страны
данные некоторых зенитных ракет, входя
страны, приведены в табл. 9.7.
Рис. 9.11. Схемы ЗУР ПВО страны:
1 — «Хоук» ; 2 — «Тапденберд»; 3 — «Бладхаунд»
Зенитный ракетный комплекс «Хоук» (рис. 9.11)
предназначен для борьбы с самолетами и вертолетами па малых
и средних высотах,
ЗУР «Хоук» одноступенчатая, с РДТТ, работающим на двух
режимах тяги — стартовом и маршевом. Ракета сверхзвуковая.
В качестве топлива в двигателе приняты две шашки, разные по
форме и составу.
228
Таблица 9.7
Основные тактико-технические данные некоторых ЗУР ПВО страны
Наименование данных „Хоук” | „Тандере срд-2“ ,Блздхауид-2“
Дальность, км 35 185
Высота (наибольшая'наи- меньшая). км 18/— .— —
''"гарт./марш.), кг 590/- — —
скорое гь, 750 — 1000
ня/марш.), м * у* • -*>J' • • • диаметр 5.1/- 0,36 6,3/- 0,53 8,5 7,7 0,55
(стабплпзато- м 1,25/1,25 — —
' ;ь >. 1 i/маршсвый) *ч заря ч ма наведения РДТТ,'РДТТ Обычный 4РД1 Т/РДТТ Обычный 4РДТТ/2ПВРД Обычный
Полуактивная, самонаведение Полуактивная, самонаведение Полуактивпая, самонаведение
.а вооружении США, 1959 г Англия, 1965 г. Англия, 1964 г.
Головная часть подрывается у цели радиовзрывателем. Веро-
ятность поражения цели одиночной ракетой 85%.
Стабилизация и управление ракетой в полете осуществляются
подвижными и неподвижными аэродинамическими поверхностями.
Зенитный ракетный комплекс «Т а н д с р б е р д» рас-
считан для поражения сверхзвуковых целей, летящих на средних
и малых высотах (см. рис. 9.11).
Комплекс «Таидерберд-2» имеет мощные ракетные двигатели,
обеспечивающие получение большой дальности полета.
Зенитный ракетный комплекс «Бладхаунд» пред-
назначен для борьбы со сверхзвуковыми воздушными целями на
высотах до 20 км (см. рис. 9.11).
Ракета «Бладхаунд-2» — двухступенчатая, сверхзвуковая, имеет
четыре отделяющихся стартовых твердотопливных двигателя и
одну маршевую ступень с двумя маршевыми ПВРД. На марше-
вой ступени находятся две пары подвижных и неподвижных аэро-
динамических поверхностей.
229
2. Антиракеты системы ПРО страны
Для борьбы с головными частями ракет за рубежом предпола-
гают использовать ракетные комплексы, входящие в систему
ПРО с антиракетами (противоракетами).
Основные данные некоторых антиракет приведены в табл. 9.8.
Схемы антиракет даны на рис 9.12.
Комплекс «Пайк-Зевс» должен вести борьбу с головными
частями стратегических ракет среднего и дальнего действия. Ком-
плекс стационарный.
Принципы ведения
стрельбы антиракетами
системы ПРО по голов-
ным частям и другим це-
лям приняты практически
такими же, что п при
стрельбе по самолетам.
Различие состоит только
в том, что радиолока-
ционные средства ПРО
должны обнаруживать це-
ли с помощью РЛС об-
наружения па больших
дальностях (до 2400 км)
и высотах.
Антиракета «Найк-
Зевс» — трехступенчатая,
имеющая РДТТ па всех
ступенях.
На третьей ступени на-
ходятся система телена-
ведения, маршевый РДТТ
Рис. 9.12. Схемы антиракет ПРО страны:
I — «Спринт»; 2 — «Пайк Зевс»; 3— «Спартан*
и ядерпая боеголовка.
Управление полетом про-
изводится отклонением
струи газов двигателя.
Перехват целей происходит на высотах 100—160 км.
Пусковая установка антиракеты «Найк-Зевс» подземная.
Комплекс «Найк-Икс» включает в себя антиракеты: даль-
него радиуса действия «Спартак» и ближнего радиуса действия
«Спринт (см. рис. 9.12).
Антиракета «Спринт» предназначается для перехвата
целей на высотах до 15 км и более
Антиракета — двухступенчатая, с РДТТ. Для сближения анти-
ракеты с целью на высоте 18 км требуется 4—5 сек.
Антиракета «Спартан» предназначается для стрельбы по
боевым головкам ракет среднего и дальнего действия на дально-
стях более 640 км.
230
Таблица 9.8
Основные тактико-технические данные антиракет ПРО страны
Наименование данных „Найк-3 ев с“ Комплекс „Найк-Икс*
.Спартан" „Спринт"
Боевая дальность, км 320 Болес 6 .) 32 -48
Наибольшая высота, км 150 Более 150 До 50
Стартовый вес ракеты, кг 10 340 11 3 40 3400
Наибольшая скорость, м/сек 2300 — —
Полная длина, м 14,8 15,2 8.2
Диаметр корпуса, м 1,17 1,1 1,4
Размах стабилизатора перкой ступени, я 2,5 3 —
Двигатель (стартовын/маршепый) РДТТ/РДТТ РДТТ на всех трех ступенях РДТТ/РДТТ
Боевои заряд Ядерный Ядерный Ядерный
Система наведения Радискомаид- пая Радиокоманд- пая Радиокоманд- ная
Состоит на вооружении США США, 1965 г. США
Антиракета — трехступенчатая, с РДТТ и ядерным зарядом,
способным поражать головные части вне атмосферы.
Первая и вторая ступени имеют одинаковый диа\ етр. Это по-
зволило повысить тяговооруженность антиракеты и установить бо-
лее тяжелую головную часть.
На третьей ступени применен сферический РДТТ, обеспечива-
ющий управление полетом за пределами атмосферы.
В антиракете предполагается применить полет с меняющейся
скоростью третьей ступени, что дает возможность перехватывать
маневрирующие цели на различных дальностях.
3. Зенитные ракетные комплексы ПВО войск
С целью обороны войск от нападения противника с воздуха
создаются войсковые подвижные и носимые зенитные ракетные
комплексы (табл. 9.9 н 9.10), действующие в составе войск. Схемы
их приведены на рис. 9.13.
231
Таблица 9.10
232
Боевые характеристики зенитных ракетных комплексов ПВО войск
Основные тактико-технические данные некоторых подвижных
ЗУР ПВО войск
Наименование денных „Чапарэл" „Роланд” „Кроталь" „Тайгер Кэт”
Дальность, км 4 7 10 6
Высота (наибо.ть- щая/наименьшая), км — 3/- 3/0,5 3/-
Вес (старт./марш.), кг 70/- 63/- 75 60/—
Наибольшая скорость, м/сек — 850 750 270
Длина (полная,, марш.), м 2.8/— 2.5/— 2,9/- 1,5-
Диаметр корпуса, м ' 0.127 0,15 0,18 0,19
Размах (стабплпзато- ров/рулей), м — — 0,41/0,34 0,66.0.66
Двигатель РДТТ РДТТ РДТТ РДТТ
Боевой заряд Обычный Обычный Обычный Обычный
Система наведения Ипфракр. пасспви. самонаве- дение Радио- командная Радио- командная Радио- командная
Состоит на вооруже- нии США Франция. 1969 г. Франция. 1969 г. Англия, 1967 г.
Войсковой комплекс «Чапарэл» создан для борьбы с
пизколетящими целями. В комплексе использована ракета класса
«воздух — воздух» «Сайдуипдер 1С» с инфракрасной головкой са-
монаведения.
Ракета — сверхзвуковая, без отделяющихся в полете частей.
Имеет маршевый РДТТ и боевую часть с зарядом обычного ВВ
И инфракрасный неконтактный взрыватель.
Пуск ракеты осуществляется после того, как инфратфасная го-
ловка самонаведения произведет захват цели.
Недостатком комплекса считается то, что он может быть при-
менен только в хорошую погоду, когда может работать инфра-
красная головка самонаведения.
233
В on ско во ii комплекс «Р о л ан д» имеет сверхзвуковую,
одноступенчатую, без отделяющихся в полете частей ракету с
РДТТ, работающим на двух режимах тяги: стартовом и марше
ВО1М.
Вероятность поражения цели одной ракетой составляет 50%.
Стрельба ведется только при хорошей видимости.
Комплекс смонтирован па гусеничном самоходе.
Войсковой комплекс «К рот а ль» предназначается дл
обороны от ппзколетящнх сверхзвуковых самолетов и головных
частей баллистических ракет.
Рис. 9.13. Схемы ЗУР ПВО войск
/ — «Чапарэл»; 2 — «Роланд»; 3 — «Кротвль»; 4 — «Индиго»: 5 — «Ред
Ай»; 6 — «Блоупайп»
Комплекс выполнен в трех вариантах: подвижном, полустаць-
онарном и корабельном.
Управление ракетой в полете производится при помощи носо-
вых рулей. Стабилизация ракеты осуществляется за счет кресто-
образного неподвижного оперения, расположенного в хвостовой
части.
Ракета хранится в контейнере, при этом плоскости стабилиза-
тора убираются внутрь. После выхода ракеты из контейнера пло-
скости под действием пружин выдвигаются наружу.
Пуск ракеты производится из контейнера.
Подвижный комплекс «Кроталь» размещен на четырех транс-
портерах: на одном находится радиолокатор обнаружения, г:а
трех установлены счетверенные пусковые установки с ракетам;;
и приборами наведения.
234
Радиолокатор обнаруживает цели размером 1 м2 па дальности
до 18 км. За 11 сек возможен пуск 12 ракет (попарно) по шести
различным целим
Войсковой носимый комплекс «Ред Ап» содержит
ракету «Ред Ай» весом 8,2 кг и пусковое ружье (около 4,5 кг).
На поле боя систему переносит один человек на ремне, за спи-
ной.
Ракета—сверхзвуковая, имеет длину 1,22 м и диаметр 0,08 .и;
двигатель — двухкамерный, твердотопливный с двумя режимами
тяги — предстартовым и маршевым.
На предстартовом режиме тяги ракета вылетает из ружья па
несколько метров Маршевое топливо начинает сгорать, когда ра-
кета отлетает па безопасное для стреляющего расстояние.
На ракете крестообразно расположены подвижные и непод-
вижные аэродинамические поверхности. Неподвижные поверхности
раскрываются после вылета ракеты из ружья. Подвижные поверх-
ности управляют полетом ракеты.
Боевая часть содержит заряд обычного ВВ и контактный взры-
ватель, срабатывающий при встрече с целью.
Дальность стрельбы — 3,6 км; высота стрельбы — 1,5 км.
Пусковое ружье состоит из стеклопластиковой трубы, оптиче-
ского прицела и ложи, в которой находятся источник питания,зум-
мер и рукоятка со спусковым механизмом. Пусковое ружье ис-
пользуется и для храпения ракеты.
Пуск ракеты становится возможным тогда, когда ее инфра-
красная головка самонаведения произведет захват цели. О мо-
менте захвата стреляющий оповещается сигналом зуммера. После
этого можно нажать на спусковой крючок, который включит бор-
товой источник питания, произойдет воспламенение РДТТ, и ра-
кета вылетит из канала.
К, недостаткам комплекса относят: стрельба ракетой по цели
ведется лишь вдогон, кроме того, ракета не поражает самолет с
выключенным мотором.
Войсковой комплекс «Блоупайп» в конструктивном
отношении и боевом применении напоминает комплекс «Ред Ай».
Вес комплекса 12,6 кг.
4. Зенитные ракетные комплексы ПВО кораблей
Все корабельные комплексы ПВО являются стационарными,
с автоматическими процессами заряжания пусковых установок.
Для обнаружения целей используются РЛС кораблей.
Наиболее широкое распространение в военно-морских силах
США получили три комплекса:
235
— «Тэйлос —для вооружения крупных кораблей, например
крейсеров;
— «Терьер» — для вооружения эскадренных миноносцев, фре-
гатов, а также крейсеров и авианосцев;
— «Тартар» — для вооружения небольших кораблей, а также
крейсеров, эскадренных миноносцев и других кораблей.
Таблица 9.11
Основные тактико-технические данные некоторых ЗУР ПВО кораблей
Наименование данных „Тэйлос* „Тер ер-2" „Тартар*
Дальность, км 120 37 16
Высота (напболь пая.'пап- меньшая), км 27/3 19/0,6 12/0,3
Вес (стартовын марше- вый), кг 3175/1400 1490/680 550
Наибольшая скорость, MjceK 850 850 850
Длина (полная, марше- вая), м 9.3/6,I 8.6/4.5 4.6
Диаметр корпуса, м 0.70 0,33 0,33
Размах (стабилнз. то- ров рулей), м — '2,85 1,04,*0,5 1.04/0,51
Двига гель (стартовый, маршевый) РДТТ/ПрВРД РДТТ/РДТТ РДТТ
Боевой заряд Обычный, яДерпын О ычны। Обычный
Система наведения Радпокоманд- ная, по л у актив- ное самонаве- дение По лучу, толуактивное самонаведение Полуактпвная самоЕгаведе- пие
Состоит на вооружении США, 1956 г. США, 1955 г. США. 1959 г.
236
Основные данные комплексов ПВО кораблей приведены в
та б. . 9 11 Схемы ракет даны на рис. 9.14.
Рис. 9.14. Схемы ЗУР ПВО кораблей;
/ — «Тэйлос»; 2 — «Терьер»: 3 — «Тартар»
9.4. РАКЕТЫ ПРОТИВОЛОДОЧНОМ ОБОРОНЫ (ПЛО)
Основной ударной сплои ВМС США считаются атомные под-
водные .толки, имеющие более высокую скорость хода и большую
глубину в сравнении с подводными лодками начала второй миро-
вой войны.
Д. я борьбы с атомными подводными лодками в ряде стран
разработано и принято на вооружение несколько видов противо-
лодочных ракет.
Противо юдочные ракеты применяются в авиации, на всех над-
водных средствах и подводных лодках.
Основные данные некоторых ракет ПЛО приведены в табл. 9 12.
Схемы ракет даны на рис. 9.15.
Ракета «Хер ок» принята на вооружение эсминцев. Она со-
стоит из двигателя твердого топлива, стабилизаторов, торпеды,
системы самонаведения, обтекателя торпеды и тормозного пара-
шюта торпеды.
237
Ракета «Мал а фон» состоит на вооружении эсминцев. Ра-
кета представляет собой самоиаводящуюся торпеду, подвешенную
к крылатому корпусу (планеру) с двумя РДТТ.
Запуск ракеты производится с пусковой установки эсминца.
В полете ракета управляется но заранее заданной программе и
по командам с эсминца.
После отделения горпеды от корпуса ракеты иаведсиие ее па
цель производится системой самонаведения.
Рис. 9.15. С*емы ракет ПЛО
j — «Мал а фон»; 2 —- «Икара»; 3 — «Лерок»,
♦С аИрок»
Ракета «Икара» со-
стоит на воору жеиии сторо-
жевых кораблей.
Ракета имеет укорочен-
ные крылья, элероны, верх-
ний и нижний хвостовые ста-
билизаторы. Крылья и ста-
билизаторы при хранении
ракеты снимаются. Двига
тель твердого топлива имеет
два режима тяги.
Боевой частью ракеты
является торпеда с ядерным
или обычным зарядом и
с акустической системой
самонаведения. Торпеда под-
вешивается под корпус ра
кеты.
После запуска ракеты
торпеда по сигналу системы
управления отделяется и на-
води 1ся на цель.
Ракета «Саброю
предназначена для вооруже-
ния подводных лодок.
Пуск ракеты осу шест
При выходе из воды ракета
вляется из торпедного аппа-
_ рата. Двигатель начинает
работать тогда, когда раке-
та находится еще в воде,
летит по баллистической траек-
тории.
После выгорания топлива ракетный двшатель отделяется, i
цели летит только боевая часть.
Ракета имеет автономную программную систему управления.
Боевая часть управляется инерциальной системой; имеются уп-
равляющие рули.
В сравнении с торпедой ракета имеет большую скорость по-
лета.
238
Таблица 9.12
Основные тактико-технические данные некоторых ракет НЛО
8 Наименование данных „Асрок" .Малафои" .Икара- „Саирокм
Наибольшая даль- ность, км 15 17 25 50
Скорость иоле га, м/сек 330 (в воде 16) — — —
Стартовый вес (ракеты/ropi еды), т 1,135/0.45 1.3/0,52 0.3 1.8
Вес боевой час ги, т 0,227 0.1 — —
Боевой заряд Обычный, ядерный Обычный Обычный Ядерный
Диаметр (ракеты/торпеды), м 0,76,0,3 0,63 — 0.53
Длина (ракеты/торпеды), м 4,57/3,96 5.0 3,35 6.4
Двигатель РДТТ + элсктро- двигатель торпеды Две ctVijchH РДТТ + электро- двигаюль торпеды РДТТ РДТТ
Система наведения Автономная, самонаве- дение торпеды Радно- комапдпая, акустич. (торпеды) Автономная, самонаве- дение торпеды Инерциаль- ная
Состоит на вооруже- нии США, 1961 г. Франция, 1961 г. Австралия США
9.5 РАКЕТНОЕ ОРУЖИЕ ВОЗДУШНОГО БОЯ
Ракетное оружие воздушного боя, или самолетное ракетное ору-
жие, по своему назначению подразделяется на оружие воздуш-
ного боя класса «воздух—воздух» и оружие класса «воздух—
земля».
1. Ракетное оружие класса «воздух—воздух»
Ракетами воздушного боя этого класса вооружены истребите-
ли-перехватчики, палубные истребители и истребители тактиче-
ckqtq назначения.
239
Все истребители оборудованы приборами, позволяющими про-
водить поиск воздушного противника и вести с ним бон в ночных
и сложных метеорологических условиях вне видимости цели.
Основные данные некоторых ракет класса «воздух—воздух,
приведены в табл. 9.13. Схемы ракет даны на рис. 9.16.
Ракеты имеют обтекаемую вытянутую форму с расположен-
ными по корпусу крыльями для создания подъемной силы. Рули
управления поворачивают ракету вокруг центра тяжести. Корпус
Рис. 9.16. Схемы ракет класса «воздух — воздух»:
/ —«Фолкон»; 2—«Спарроу»; 3—«Ред Топ»; 4—-«Матра» (R-530)
ракеты, как правило, делится на секции, в которых находятся дви-
гатель твердого топлива, система управления и боевой заряд с не-
контактным взрывателем.
В ракетах применена система самонаведения.
Кроме системы самонаведения, применяются и другие системы
которые размещаются как на самолетах, так и на самих ракетах
Ракета «Фо л кон»—-типичный образец управляемой ра-
кеты воздушного боя, которой вооружаются истребители. Эта ра-
кета может быть запущена по воздушной цели с дальности 8 кМ
В настоящее время разрабатано несколько вариантов этой ра-
кеты; отличаются они друг от друга в основном головками само-
наведения (тепловые, радиолокационные и другие) повышенной
помехозащищенности.
Ракета «Спарроу-3» имеет полуактивную радиолокацион-
ную головку самонаведения, работающую в режиме непрерывного
240
излучения. Пуск ракеты можно производить на дозвуковых пли
сверхзвуковых скоростях самолета.
Управление ракетой по тангажу и курсу осуществляется консо-
лями крестообразно расположенного крыла.
Таблица 9.13
Основные тактико-технические данные некоторых ракет класса
„воздух — воздух"
Наименование данных AIM-JF „Фо."КСН* ' „Спарроу-З* „Ред Топ“ .Матра"
Дальность, км 1G 22 13 18
Стартовый вес. кг G8 181 136 195
Скорость полета, .«/сел 1000 1000 1000 750
Боевой заряд Обычный Обычный Обычный Обычный
Потолок самолета-но- сителя. км 21,3 21 — 21
Длина ракеты, м Диаметр ракеты, м Размах крыла, м 2.1 0,17 0,61 3.6G 0.2 1,0 3,5 0,23 0,9 3.3 0.26 1.1
Двигатель РДТТ, тяга 2,72 т РДТТ РДТТ РДТТ с двумя режимами тяги
Система наведения Инфра- красная Радиолока- ционная полуактпв- ная непре- рывного излучения Инфра- красная Радиолока- ционная пли инфра- красная
Система управления Поворот- ные задние кромки крыла Поворотные консоли крыла Хвостовые рули Хвостовые рули
Состоит на вооруже- нии ВВС США, Канада, Швеция ВМС п ВВС США, Англия, Италия ВВС и ВМС США Франция. Австралия
Ракета «Ред Топ» имеет усовершенствованную инфракрас-
ную головку самонаведения, способную поражать цель на лю-
бых курсах.
241
Ракета «Матра» (R-530) имеет мощный РДТТ, работаю-
щий па двух режимах, боевую часть с зарядом обычного ВВ i
взаимозаменяемую инфракрасную или полуактивную радиолока-
ционную головку самонаведения.
Пуск ракет может производиться на дозвуковых и сверхзвуке
вых скоростях полета самолета. Ракета хранится в контейнерах
наполненных инертным газом под давлением.
Перспективные ракеты класса «воздух—воздух» разрабатыва-
ются в направлении увеличения дальности стрельбы до 100 км и
сообщения им маневренных качеств.
Ракета «Фол кон» (AIM-47A) по аэродинамической схем:
напоминает прежние ракеты этого типа, по превосходит их по га-
баритам и весу; содержит ядерпую или обычного ВВ боевую
часть. Двигатель — ЖРД заводской заправки. Дальность полета-
ло 100 км и более.
Ракета «Ф е н и к с» (AIM 54А) — двухступенчатая, твердо-
топливная.
Ракета имеет удлиненную форму, крестообразное крыло боль-
шой стреловидности и крестообразно расположенные рули.
На начальном участке траектории ракета наводится по коман-
дам с самолета. На конечном участке траектории наведение осу-
ществляется инфракрасной головкой самонаведения.
2. Ракетное оружие класса «воздух — земля»
Основные данные некоторых ракет приведены в табл. 9.14.
Схемы ракет даны на рис. 9.17.
Рис. 9.17. Схемы ракет класса «воздух - земля»:
04: 2 — «Булпап» (120 ), 3 — «Шрайк»: 4 — «Мартел»; 5 —«Куэйл»:
6 — «Хаунд Дог»
Ракета «Булпап» (12D). Истребители тактической авиации
и палубные штурмовики США и Англии вооружены управляемы 1
ракетами малой дальности типа «Булпап».
242
Основные тактико-технические данные некоторых ракет класса „воздух — земля
243
В боевых условиях летчик, обнаружив цель, переводит самолет
в пикирование и производит пуск ракеты. Далее, ведя наблюдение
в оптический визир за ракетой и за целью, летчик при обнаруже-
нии отклонения ракеты подает команды по радио па ракету, кото-
рые принимаются се автопилотом, после чею ракета направляется
на цель.
Однако, как показал опыт агрессивной войны США во Вьетна-
ме, 50% ракет после пуска не реагируют на команды наведения,
а потому и не попадают в цель.
Р а к е т а «Ш р а п к» (45А) является противорадполокационно”
Она предназначена для поражения РЛС системы ПВО против-
ника.
Ракета «Мартел» в последнем варианте создана как про-
тиворадиолокацпонная с задачей применения в любых метеороло
гических условиях по РЛС противника.
Ракета снабжена телевизионной системой наведения и приме
няется па самолетах и вертолетах.
Ракета «Ха у ид Дог» (AGM-28B) имеет наибольший ра-
диус действия в сравнении с вышерассмотренными. Это позволяет
поражать цель на большом удалении от защищаемых зенитными
ракетами объектов.
Ракета состоит па вооружении стратегических бомбардиров
щиков.
Ракета выводится на цель с помощью инерциальной системы
наведения. Курс и высота полета рассчитываются самолетной счет-
но-решающей аппаратурой. Данные расчета вводятся в бортовую
аппаратуру.
О перспективе ракет класса «воздух — земля»
Из приведенных выше материалов видно, что ракеты класса
«воздух—земля» получили широкое распространение и их совер-
шенствованию уделяется большое внимание. Предполагается, что
оно пойдет по пути повышения мощности двигателей, автономно-
сти наведения ракет на цель на конечном участке траектории по-
лета.
Глава 10
НАЗЕМНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
РАКЕТНЫХ КОМПЛЕКСОВ ЗАРУБЕЖНЫХ СТРАН
10.1. СОСТАВ НАЗЕМНОГО ОБОРУДОВАНИЯ И ТРЕБОВАНИЯ,
ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К НЕМУ
Для пуска ракет разрабатываются специальное оборудование,
агрегаты и приборы. От степени их совершенства зависит боего-
товность комплекса.
Наземное оборудование для ракет — комплекс ai регатов и си-
стем специального технологического оборудования стартового ком-
плекса и технической позиции. В соответствии с основными опе-
рациями подготовки и пуска ракет наземное оборудование можно
разделить на следующие группы: пусковое, транспортно-устано-
вочное, заправочное, грузоподъемное, стыковочно-монтажное, об-
служивания, наземное электросиловое испытательное, проверочно-
пусковое, специальное противопожарное.
Рассмотрим особенности каждого вида оборудования.
Транспортно -установочное оборудование. Сред-
ства транспортировки предназначены для перевозки ракет с места
хранения на стартовые позиции Перевозка может производиться
в герметичных контейнерах по железным, шоссейным и грунтовым
дорогам. Большинство контейнеров — цилиндрические, выдержи-
вающие значительные ударные нагрузки и вибрации.
Как считают зарубежные специалисты, транспортные средства
Должны обеспечивать.
— высокую скорость движения и проходимость;
— высокую плавность хода;
— падежное крепление ракет при перевозках на автомобилях
и тя1ачах, исключающее какое-либо их перемещение в продоль-
ном, боковом и вертикальном направлениях;
— быстрое и удобное проведение работ при погрузке и вы-
гРУзке;
245
— безотказную работу тормозных систем;
- быстрый переход из походного положения в боевое и об-
ратно;
— независимость поворота переднего хода относительно заднего
(для колесных машин);
— продольную гибкость поезда.
Ракеты тактического назначения на боевые позиции достав-
ляются автомобилями повышенной проходимости.
Стратегические (в частности, ракеты США) транспортируются
к стартовым позициям на транспортных тележках автомобилями
повышенной грузоподъемности.
Для снабжения ракетами кораблей и подводных лодок, нахо-
дящихся в море, используются специально оборудованные
суда.
Установочное оборудование состоит из крапов раз-
личной грузоподъемности, установщика ракет и транспортных те-
лежек.
Краны применяются при сборке и перегрузке ракет с транс-
портных средств па пусковые установки и в шахты.
Установщики используются па стартовых позициях для уста-
новки ракет на пусковой стол или в пусковую шахту.
Транспортные тележки, кроме транспортировки, могут быть
использованы для временного хранения ракет или отдельных ее
ступеней.
Заправочное оборудование обеспечивает заправку ра-
кет компонентами топлива и сжатыми газами. В состав оборудо-
вания входят заправочные агрегаты, насосные и компрессорные
станции, ресиверные, цистерны, арматура, трубопроводы и систе-
мы дистанционного и автоматического управления процессами за-
правки.
Электросиловое оборудование состоит из подвижных
или стационарных электростанций, которые снабжают электриче-
ским током системы и агрегаты наземного оборудования, и стан-
ций зарядки аккумуляторных батарей, необходимых для питания
бортовых приборов.
Контрольное и испытательное оборудование со-
стоит из аппаратуры, объединенной в виде испытательных стан-
ций, перевозимых на автомобилях.
Оно служит для испытаний приборов, агрегатов и ступеней, а
также ракеты в целом па технической и стартовой позициях.
Оборудование наведения осуществляет контроль за
вертикализацией ракеты, наведение ее по азимуту.
Проверочно-пусковое оборудование представляет
собой наземную часть системы управления запуском и полетом
ракеты, обеспечивающее предстартовую подготовку и подачу
команд на пуск.
Считают, что от пусковых установок требуется:
246
— безотказная работа всех механизмов установки при подго-
товке ракет к пуску;
— простота в эксплуатации и при хранении;
— падежный запуск ракет в требуемый момент времени;
— наличие устройств па случай аварийных запусков.
10.2. НАЗЕМНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ РАКЕТНЫХ КОМПЛЕКСОВ
ТАКТИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ
Как правило, ракеты тактического назначения запускаются с
подвижных пусковых установок, размещаемых иа колесных маши-
нах или гусеничных тягачах, обладающих большой подвижностью
и проходимостью.
На большинстве установок перевозится подготовленная к бое-
вому применению ракета.
Наведение ракет производится с помощью вертикального и го-
ризонтального механизмов.
Применяются пусковые установки двух типов: вертикального
и наклонного пуска.
В установках для вертикального пуска имеется пусковоп стол.
Вертикальное положение ракеты на пусковом столе достигается с
помощью специальных домкратов.
В пусковых установках наклонного типа пуск ракет обычно
производится при некотором угле возвышения.
Подъемное оборудование для ракет тактического назначения
включает в себя подъемные краны: стреловые — с изменяющейся
грузоподъемностью или козловые — с постоянной грузоподъем-
ностью. Кроме того, применяются универсальные погрузчики, ко-
торые могут буксироваться с собранной ракетой иа стартовую по-
зицию.
В заправочное оборудование входят средства транспорти-
ровки компонентов топлива и средства получения и заправки сжа-
того воздуха. Все эти средства монтируются на колесные автомо-
били или на колесные прицепы.
Электросиловое оборудование комплексов обеспечивает пита-
ние переменным или постоянным током приборов проверочно-пу-
скового оборудования, испытательных машин и позволяет прово-
дить зарядку бортовых аккумуляторных батарей.
Наконец, в состав некоторых ракетных комплексов входит
вспомогательное оборудование, состоящее из машин с ЗИП, ма-
шин подогрева воздуха, противопожарных машин и др.
Рассмотрим наземное оборудование некоторых ракетных ком-
плексов.
Ракетный комплекс ‘«О не ст Джон». Пхсковые и тран-
спортные средства ракетного комплекса состоят из самоходной
Колесной пусковой установки, прицепа с траверсой и автомобиль-
ного крана.
247
Пусковая установка имеет направляющую бачку коробчатого
типа, механизмы наведения, прицельное устройство, систему элек-
(рооборудоваиия и домкраты. Вся установка монтируется щ
шасси трехосною автомобиля грузоподъемностью 5 г, способною
развивать достаточно высокую скорость движения и обладающею
необходимой проходимостью и маневренностью (рис. 10.1).
На перевод пусковой уста-
новки из походного положения
в боевое затрачивается до
15 мин, а из боевого в поход-
ное — до 5 мин.
Для выравнивания пуско-
вой установки перед пуском
ракеты применяются опорные
домкраты.
Перегрузка ракеты с при-
цепа на пусковую установку
производится краном, установ-
ленным па трехосном автомо-
биле повышенной проходимо-
сти грузоподъемностью 5 т.
Двухосный прицеп с раке-
Рис. 10 I. Ракета «Онест Джон» на пу-
сковой установке в боевом положении:
/ — поворотный механизм, 2— ракета; 3 —
направляющая; 4 — подъемный механизм;
5 — опорные домкраты
той перевозится за автомо-
бильным краном до технической позиции, где ракета перегружает-
ся на пусковую установку с помощью траверсы (рис. 10.2).
В последнее время этот прицеп заменен более совершенным, с
установленной на нем поворотной стрелой и татыо
Рис. 10.2. Ракета «Онест Джон» в транспортном положении:
1 — автокран; 2 — ракета; 3 — траверса; 4 — прицеп
Наконец, в некоторых выпусках пусковых установок направ-
ляющая балка значительно укорочена и выполнена из двух ча-
стей, которые при транспортировке складываются вместе. Это по-
зволило перевозить установку вместе с ракетой па вертолете.
С помощью прицельных устройств, поворотного и подъемного
механизмов направляющей балке с ракетой придаются необх )ДИ-
мые хтлы: возвышения (до 60°) и горизонтального поворота (до
±15°).
Перед пуском ракеты производится проверка приборов наведе-
248
ния, пускового электрооборудования, установок, заданных на
стрельбу, исправности механизмов установки и направляющей
Расчет комплекса состоит из 5— 7 человек. Для боевого приме-
нения ракет созданы специальные дивизионы.
Ра кет нь и комплекс «Литтл Джон». П сксвая уста
новка комплекса на одноосном колесном прицепе буксируется
автомобилем
Рис. 10.3. Ракет i «Литтл Джои» в боевом положении
на пусковой установке
Пусковая установка состоит из направляющей с ведущим па-
зом, гидравлических механизмов наведения, рамы — основания с
домкратами и колесного хода. Установка имеет малые габариты
и вес, что позволяет ее перевозить в самолетах, вертолетах и ав-
томобилях (рис. 10.3). Вес ракеты с установкой не превышает
950 кг.
На самолетах и вертолетах ракета транспор ируется в iecre с
пусковой установкой.
Ракетный комп текс «Лакросс. Пусковая установка
комплекса смонтирована на шасси автомобиля (рис. 10.4).
Установка имеет п воротный и подъемный механизмы и пазех
ную аппаратуру управления. Наибольший угол возвыше тия 60°,
угол горизонтального поворота ±15°.
Боевой расчет комплекса состоит из 6 человек.
Время перевода ракеты из походного (горизонтального) поло-
жения в боевое составляет 5 8 мин.
Общее время развер гывания и подготовки к пуску ракеты не
превышает 30 мин.
10-622
249
Рис. 10.4. Крылатая ракета «Лакросс» па пусковой уста-
новке в боевом положении
Рис. 10.5. Ракета RKT-30 на пусковой установке
в походнод! положении
250
Ракетный комплекс RKT-30 Пусковая установка ком-
плекса состоит из двух или трех направляющих, подымного и по
воротною механизмов, электрооборудования и прицепа. Установка
монтируется па трехосном автомобиле повышенной проходимости
грузоподъемностью 5 т (рис 10.5).
Ракета «Плутон». Пусковая установка смонтирована на
транспортере, базой для готорого послужил средний французский
танк. Возможно, что этот танк будет заменен легким танком.
Пуск ракеты производится из контейнера, в котором опа транс-
портируется.
Ракета «Лапе» запускается с пусковой установки «Литтл
Джои». Однако не исключено, что будут созданы повые пусковые
установки.
Ракетный комплекс «С е р ж а н т». Для пуска ракет «Сер-
жант» применяется подвижная пусковая установка иа колесном
ходу в виде полуприцепа. Эта же установка испотьзустся и для
сборки отсеков ракеты, доставляемых на стартовую позицию в
специальных контейнерах. На полуприцепе смонтировано подъем-
ное устройство для изменения положения направляющем, пред-
назначенной для пуска ракеты. Подъемное устройство содержит
сварную раму, направляющую, подъемный механизм, газоотража-
тельный щит, гидравлическую и электрическую системы.
Сварная рама снабжена двумя откидными опорами с гидрав-
лическими домкратами, предназначенными для горизонтировання
пусковой установки. Домкраты приводятся в рабочее состояние с
пульта управления Газоотражаюльный щит устанавливается па
земле.
На этом же полуприцепе находятся кабина пуска и управле-
ния полетом ракеты и газотурбинный силовой агрегат, обеспечи-
вающий электроэнергии! все приборы пусковой установки. Радио-
электронная аппаратура, установленная в кабине, выбирает цель
и выдает данные на бортовую систему управления, а затем авто-
матически осуществляет пуск ракеты.
При занятии огневой позиции полуприцеп отцепляется от тя-
гача и с помощью отдельной аккумуляторной батареи запускается
газотурбинный силовой агрегат. Одновременно устанавливаются
откидные опоры, переводятся в рабочее положение подъемный ме-
ханизм и направляющая, выполняется горизонтпрование пусковой
установки с помощью домкратов и ставится на землю газоотра-
жательный щит. Транспортные полуприцепы с отсеками ракеты
устанавливаются вдоль пусковой установки, после чего произво-
дится ее заряжание с одновременной сборкой ракеты.
Первым на пусковую установку устанавливается двигательный
отсек, далее отсек аппаратуры системы управления, головной от-
сек и последним присоединяется хвостовой отсек. Все они соеди-
няются др т с другом с помощью болтов. Посте сборки начи-
нается предстартовая проверка ракеты. В систему наведения
вводится программа полета, подтставленная счетно-решающим
Ю* 251
устройством, и осуществляется наведение пусковой установки по
азимуту.
Пуск ракеты производится под углом возвышения 75° к гори-
зонту (рис. 10.6).
Ракетный комплекс «Сержант» можно транспортировать по
воздуху. Он может быть применен в различных климатических ус-
ловиях.
Рис. 10.6. Ракета «Сержант» на пусковой установке в боевом
положении
С целью поддержания комплекса на уровне современных тре-
бований ведется усиленная его модернизация. В первую очередь
модернизируется наземное контрольно-проверочное и пусковое обо-
рудование с целью повышения его надежности, боеготовности и
оснащения ракеты средствами преодоления ПРО.
Ракетный комплекс «Першинг». Пусковая установка
ракетного комплекса последней модификации «Першинг 1А» мон-
тируется на машины колесного типа повышенной проходимости.
Скорость передвижения агрегатов комплекса по дорогам увели-
252
чена до 85—90 км/час, на гусеничном ходу скорость движения
комплекса не превышала 65 км/час.
Рис. 10.7. Транспортировка ракеты «Першинг 1А»
Ракета перевозится на стреле установщика в собранном виде.
На этом же полуприцепе перевозится и головная часть, полностью
готовая к стыковке с ракетой (рис. 10.7).
Рис. 10.8. Ракета «Першинг 1А» в боевом
положении
Установщик с пусковым столом смонтирован на полуприцепе,
перевозимом колесным тягачом; все операции на установщике по
•Переводу ракеты в боевое положение автоматизированы (рис. 10.8).
253
Контрольно-проверочное оборудование и все наземное оборх
довапие комплекса размещено па трех 5-тонных автомобилях по
вышепной проходимости.
Раке т п ы й комплекс «М е й с». Запхск крылатой ракетъ
«Мейс» производится из подземных стационарных укрытий или с
подвижных пусковых установок па колесном ходу, транспортиру-
емых за тягачом.
Время подготовки крылатой ракеты к пуску достигает 1 час.
Рис. 10.9. ПТУР । а автомобиле:
1 — ПТУР SS-11. 2 пусковая установка
Для каждой пусковой установки принято иметь два боевых
расчета по 9 человек. Это, как утверждается, повышает боевую
готовность и позволяет держать ракеты в постоянной боевой го-
товности.
Ракета поступает па стартовую площадку в собранном виде.
Перед пуском расчет заправляет ракету топливом и сжатых
воздухом, устанавливает стартовый двигатель, головную часть и
взрыватель, а затем проводит окончательные проверки.
Для проверки систем ракеты применяется специальная аппара-
тура, смонтированная на подвижных пультах.
Пусковые средства ПТУР. ПТУР могут запускаться со
специальных пусковых установок, из транспортных контейнеров и
даже непосредственно с земли.
ПТУР SS-11 запускается с пусковых установок, монтируемых
на тапках, автомобилях, вертолетах и бронетранспортерах. Уста-
новки имеют довотьно простую конструкцию (рис. 10.9).
ПТУР SS-12 запускается с пусковых установок, располагаемых
на земле под требуемым углом возвышения (рис. 10.10).
ПТУР «Харпоп» устанавливается на тапках по два снаряда
с каждой стороны ствола танкового орудия (рис. 10.11).
Пусковые устройства имеют механизмы горизонтальною и вер-
тикального наведения. Однако круговою обстрела они не имеют
Поворот осуществляется тапком.
254
В транспортном положении все ПТУР крепятся стопорными ме-
ханизмами, находящимися на щековых средствах.
Рис. 10 10. ПIX Р SS-I2 на пусковой уста-
новке, находящейся па темпе
Перед пуском ПТУР производится проверка аппаратуры запу-
ска и управления полетом, датчика команд, бортразъемов, назем-
ных и бортовых батареи.
Рис. 10.11. ПТУР «Харпон» на танке АМХ
10.3. НАЗЕМНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ РАКЕТНЫХ КОМПЛЕКСОВ
РАКЕТ СТРАТЕГИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ
I 1. Ракетные комплексы стратегических ракет средней дальности
Стратегическими ракетами средней дальности в основно.м во-
оружены атомные подводные лодки. Пуск ракет может произво-
диться как в подводном, с глубины 25—30 м, так и в надводном
255
положении. Перед пуском ракет подводная лодка ложится на за-
данный курс и идет малым ходом до места старта.
Пусковые устройства ракет «Поларис». Ракеты
«Поларис А-2» и «Поларис А-3» на подводных лодках устанавли-
ваются в вертикальном положении в стальных герметических пу-
сковых трубах ракетного отсека (рис. 10.12).
Ракета устанавливается на качающейся опоре и удерживается
зажимным кольцом, смонтированным па этой опоре.
Рис. 10.12. Схема расположения пусковых труб па подводной
лодке:
/ — пусковые трубы, 2—Ракета «Поларис 3— баллон со сжатым воз-
духом; 4 —Крышки. 5 - пост управления пуском ракег: 6'— реакторный
отсек
Пусковая труба находится в стальном стакане корпуса лодки
п соединяется со стенками 30-ю гидродомкратами, которые амор-
тизируют ударные нагрузки, возникающие при движении лодки
и при взрыве глубинных бомб около лодки. Перед пуском ракеты
труба в стакане закрепляется с помощью стопорных устройств.
Сверху пусковая труба закрывается пластмассовой заглушкой,
которая препятствует проникновению воды внутрь трубы до за-
пуска ракеты.
При выбрасывании ракеты из трубы заглушка выбивается пи-
ротехническим зарядом.
Ракета выбрасывается из пусковой трубы сжатым воздухом,
хранящимся в специальных баллонах.
Па некоторых подводных лодках принята установка, использу-
ющая водяпой пар.
256
Для проверки систем ракет принята автоматическая аппара-
тура. Опа ведет непрерывный контроль агрегатов ракеты, а также
проводит периодическую проверку систем пуска и управления по-
I детом.
Команда па пуск ракет подается с поста управления подводной
лодки.
Рис. 10.13. Ракеты «Поларис Л-3» (слева) и «Посей-
дон» в пусковых трубах подводной лодки
Со сборочного завода ракеты «Поларис» доставляются к при-
чалу вместе с головными частями по железной дороге или шос-
сейным дорогам в алюминиевых контейнерах со съемной крыш-
кой. Для предохранения ракеты от ударов внутри контейнера по-
мещены пневматические амортизаторы.
Передняя часть контейнера может сниматься, что позволяет
извлекать при необходимости головную часть ракеты.
[ Перед укладкой в контейнер ракета помещается в цилиндриче-
ский футляр.
' У причала контейнер открывается. Ракета в футляре извлека-
ется крапом из контейнера. Футляр стыкуется с верхом пусковой
трубы подводной лодки. Затем ракета на тросах опускается из
Футляра в пусковую трубу и герметически закрывается крышкой.
>Срок хранения ракеты 5 лет.
257
Пусковые устройства ракет «Посейдон». Ракеты
устанавливаются в переконструируемые пусковые трубы ракет
«Поларис А-3». Па рис. 10.13 для сравнения показаны пусковые
трубы подводной лодки с ракетами «Поларис Л-3» (слева) и «По-
сейдон».
Ракета выбрасывается из пусковой трубы водяным паром уста-
новки, которая применялась для выбрасывания ракет «Поларис
А-3».
Со сборочного завода к приматам ракета доставляется в спе-
цп а л ь н ы х ко и теп н е р ах.
Для установки ракет в пусковые трубы подводной лодки при-
меняются портальные краны.
В последнее время изучается возможность пуска ракет «По
сепдон» с наземных пусковых установок, железнодорожных плат-
форм и р иных судов.
2. Ракетные комплексы большой дальности
Пусковые устройства ракет «Тита н-2». На стартовой
позиции имеются три пусковые шахты вертикального типа, под-
земный пост управ тения, вентиляционный и входной колодцы
(рис. 10.14).
Глубина пусковой шахты 44,5 м. Шахта — двухстепная: внут-
ренняя стенка — стальная труба, в которую устанавливается ра
кета, внешняя — бетонная.
В шахте установлены выдвижные площадки для обслуживания
ракеты. Оборудование и ЗИП для обслуживания ракеты располо-
жены в нишах на девяти уровнях.
Сама шахта выполнена по концентрической схеме, что позво-
лило осуществить отвод газов по канатам между стенками пуш
вого стакана и стенками ствола шахты.
Шахта закрывается сдвигающейся железобетонной крышкой
весом 680 т. Для сдвига крышки применяется пороховон аккуму
лятор давления (ПАД). Крышка может выдерживать давление
ударной волны ядерного взрыва с избыточным давлением до
14 кг) см2.
Ракета в шахту устанавливается кранами.
Пост управления защищен железобетонным колпаком (высо-
той 15,8 л/ и диаметром у основания 12,8 .«). Пост имеет три этажа.
Поты каждого этажа — па пружинах. На нижнем этаже разме-
щен склад запасных частей; на среднем — аппаратура для пуск
ракет и электрооборудование; на верхнем — помещение операто-
ров (для четырех человек).
Все подземные сооружения соединены между собой туннелями,
по которым проложены и электрокабели. В туннеля^ имеются же
лезобетонные шлюзы со стальными дверями, которые препятствую;
распространению ударной волны.
258
Стартовые позиции между собой и с постом управления соеди-
нены проводной связью. Кроме тою, они оборудованы радиотеле-
визионной связью и автоматической системой сигнализации.
Для устранения коррозии ракет установлена система осушки
воздуха, которая создает в шахте постоянный микроклимат с тем-
пературой + 16° С и относительной влажностью воздуха не бо-
лее 32%.
Рис 10.14. Схема стартовой позиции ракеты «Титан-2»:
/ — пост управления пуском; 2 — соединительный туннель; 3 — ход сообща
ния; 4 — пусковая luaxia 5 — вентиляционная труба; 6' — крыша шахты;
7 — ракета
Пусковые устройства ракет «Минитмен». Пуско-
вая установка ракеты состоит из вертикатьнои пусковой шахты
н двухэтажного оголовка, выполненного в виде кольцевой камеры,
охватывающей верхнюю часть шахты (рис. 10.15) Внутренний
диаметр шахты 4 м, глубина 27 .и. Корпус шахты желевобетоииый.
На бетонное дно толщиной 1,5 м положена стальная плита, на ко-
торую опирается стальной цилиндр являющийся пусковым стака-
ном. Стальной цилиндр делится на нижнюю часть высотой 18 м
и верхнюю высотой 9 м (высота оголовка)
Пусковая шахта сверху закрывается ста шной крышкой, пре-
дохраняющей ракету и оборудование о г воздействия ядерного
взрыва. Перед самым пуском ракеты (за 3 сек) крышка сдви-
гается в сторону ио рельсовым направляющим.
259
Крышка пусковой шахты способна выдерживать избыточное
давление ударной волны ядерного взрыва до 21 ка/см2.
В оголовке шахты размещено пусковое оборудование. В стенке
его имеется входная дверь для личного cociana.
Ряс. 10.15. Схема стартовой позиции «Минптмен-2»:
а —шахта; б — центр управления; / — места аккумуляторных батарей; 2 —
оголовок; 3 — крышка шахты; 4 — люк входа и выхода; 5 — пусковой стол;
6 — система подвески; 7 — помещения для оборудования. 8 — пост управле-
ния; 9—вспомогательные помещения; 10 — бункер
Вспомогательное оборудование помещается в железобетонном
бункере около пусковой шахты на глубине 13 м. Там же находятся
вспомогательный дизель — генератор с запасом топлива, система
кондиционирования воздуха и другое оборудование.
Рис. 10.16. Транспортировка первой (слева) и второй (справа) ступеней
раке- l сМннитмеи-2» на автомобилях
Транспортировка ступеней ракеты со снаряжательного завода
или с железнодорожной станции (с места pa.3i рузки) на техниче-
скую позицию производится па автомобилях. Для первой ступени
принят автомобиль с полуприцепом и фургоном, для второй п
третьеп—автомобили с фургоном (рис. 10.16).
260
К пусковой шахте ракета доставляется в собранной! виде, без
головной части и бортовой аппарат ры, которые привозятся на
стартовую позицию специальным транспортом
Установка ракеты в шахту производится с помощью установ-
щика.
Внутри шахты ракета устанавливается иа поворотном кольце,
укрепленном на трех амортизаторах
В момент пуска истекающие из Двигателя ракеты газы расте-
каются между корпусом ракеты и стенками шахты и выходят на
поверхность
Бортовое электронное оборудование ракеты и пусковой шахты
проверяется автоматически. При обнаружении неисправности де-
фектный узел или блок заменяется.
За 30 сек до пуска ракеты на шнается отсчет времени готов
ности. Одновременно проводится контроль пускового оборудова
ния с помощью вычислительной машины.
3. Перспективы развития наземного оборудования
для ракет стратегического назначения
Ближайшей задачей считается повышение неуязвимости стар-
товых позиций. С этой целью предполагается, в частности, ракеты
«Минитмен» установить на железнодорожные платформы. Счи-
тают, что железнодорожный состав из 3—5 ракет будет переме-
щаться на расстояния до 2400 км. Пусковое и проверочное обо
рудование такого комплекса разместится в одном вагоне.
Ведутся также работы по созданию подвижной пусковой уста-
новки колесного типа. Такие установки могут повысить неуязви-
мость ракет благодаря более частой смене стартовых позиции.
В настоящее время ведутся работы по улучшению старта стра-
тегических ракет. Дело в том, что на подъем стратегической ра
кеты из шахты и сообщения ей скорости до 300 м!сек расходуется
около 40% топлива. Это и заставило зарубежных специалистов
вести разработки «холодного старта» по образцу ракеты «Пола-
рис», запускаемой с подводной лодки, находящейся в подводном
положении.
Введение такого старта, как полагают, позволит увеличить по-
лезную нагрузку либо дальность действия Энергией для произ-
водства «холодного старта» послужит потенциальная энергия воды
или воздуха.
На этой основе разработаны три проекта пусковых установок:
водно-воздушная, водяная и воздушно-ваку\ мная.
Водно-воздушная пусковая установка состоит из пусковой
трубы и двух камер — нижней и верхней, установленных в воде.
Камеры разделены между собой диафрагмой. В нижнюю камеру
накачивают воздух, при этом уровень воды в ней несколько пони-
жается, а увеличившееся давление разрушает диафрагму. Вслед-
ствие этого давление воздуха в камерах резко понижается, что
261
вызывает подъем водя! ого столба Под действием поднимающе-
гося водяного столба ракета начинает двигаться вверх по трубе
(рис. 10.17).
Как считают за рубежом, исследования доказали, что водно-
воздушная тусковая усгановка является перспективной
Рис. 10.17. Схема водно-
воздушно [ пусковой уста-
новки:
/ — пусковая труба; 2 — ра
кета: .?—верхняя камера; $—
диафрагма; 5 — нижняя каме-
ра; 6 — начальный уровень во-
ды в нижней каморе
Другие два вида пусковых устано-
вок находятся в стадии доработки
проектов.
10.4. ПУСКОВЫЕ СРЕДСТВА РАКЕТНЫХ
КОМПЛЕКСОВ СИСТЕМ ПВО, ПРО И ПВО
КОРАБЛЕЙ
Существуют три вида пусковых уста-
новок для ЗУР н антиракет: подвижные,
иолу стационарные и стационарные.
Пуск ракет с этих установок произво-
п ся из наклонного или вертикального
положения.
Наклонный пуск ракет производится
с направляющих, обеспечивающих необ-
ходимый поворот по азимуту и углу
возвышения. Верти атьный пуск ра-
кет производится с пусковых установок,
аналогичных установкам стратегических
ракет.
Вид пусковой установки определяется
прежде всего пазначени м ракет. Так, на-
пример, если ракета состоит на вооруже-
нии войсковых ча тей ПВО, то приме-
няются подвижные пусковые установки
(рис. 10.18).
Если же зенитные ракеты предназна-
чены для обороны определеiтой части территории страны или
кораблей, то для них применяются стационарные пусковые уста-
новки.
Потустационарныс пусковые установки могут перемещаться
с одной позиции на другую. Для их перемещения требуются пред-
варительная подготовка огневой позиции и длительный демонтаж
и монтаж комплекса.
Заряжание рассмотренных выше пусковых установок может
бьг ь ручным, меха шзг ро энным либо автомат ческим.
Ручной способ заряжания применяется в легких зенитных ком-
плексах. Механизированное заряжание производится с помощью
специальных механизмов при участии ч тов ка. Автоматическо
заряжание принято в стационарных комплексах.
262
1. Пусковые средства зенитных комплексов ПВО страны
3 с н и т н ы й ко м п л е к с «X о у к». Для пуска ракет «Хоук»
созданы три типа установок: стационарные, подвижные на полу-
прицепе и самоходные. Ракеты комплекса ведут огонь по самоле-
там на малых и средних высотах (до 15 км).
Рис. 10.18. Пс bi жиая пусковая установка:
/—платформа; 2—механизм наведения; —направ
ляющая; 4—ракета; 5 — основание
Подвижные установки на полуприцепах рассчитаны на пуск
трех ракет с направляющими «пулевой» длины (рис. 10.19). Уста-
новка позволяет вести стрельбу с ходу, что, по мнению зарубеж-
ных специалистов, делает весь комплекс мобильным и удобным
в боевом применении.
Одновременно с установки можно запускать все три ракеты
с некоторым интервалом. Угол возвышения изменяется отО до 80°.
Сама конструкция установки простая, компактная и легкая.
Па стартовой позиции ракеты закрываются надувными чехла-
ми, при этом пуск ракет возможен без снятия чехлов.
На самоходных пусковых установках размещается по две ра-
кеты Из установок данной конструкции создаются мобильные
подразделения для прикрытия войск.
Батареи ракет «Хоук» состоят па вооружении сухопутных ар-
мейских подразделений, морской пехоты и ПВО страны по охра-
не важных объектов.
3 е и и т н ы I ракетный комплекс «Б о м а р к: — ста-
ционарный. предназначен для запуска одной ракеты, запускаемой
при угле возвышения, близком к 90°.
263
Зенитный ра к с т п ы ii комплекс «Т а н д е р б е р д»
выполнен в двух вариантах: стационарном и подвижном.
В стационарном варианте пусковая установка крепится на го-
ризонтальной бетонированной площадке, подвижная располагает-
ся на любой площадке. Для проведения стрельбы установка сни-
мается с колесного хода и приводится в горизонтальное положе-
Рис. 10.19. ЗУ Р «Хоук» иа пусковой уста-
новке полуприцепа
ние при помощи домкратов.
В обоих случаях установ-
ка с направляющей «нуле-
вой» длины и углом возвы-
шения 50° рассчитана на од-
ну ракету. Наведение пуско-
вой установки производится
только по азимуту. Заряжа-
ние установки—механизи-
рованное с помощью крана
трапспортно - заряжающей
машины. На заряжание тре-
буется 2—3 мин.
Батарея зенитных ракет
«Тапдерберд» состоит из
системы обнаружения и це-
леуказания, системы управ-
ления ракетой, четырех пу-
сковых установок и электро-
генераторов (рис. 10.20).
Зенитный ракетный
комплекс «Блад
х а у и д» разработай в двух
вариантах: стационарном и
подвижном.
В стационарном вариан-
те пусковая установка кре-
пится болтами па бетонной
горизонтальной площадке, в подвижном — располагается на двух-
осном колесном ходу (рис. 10 21), который на огневой позиции пе-
ред стрельбой откатывается в сторону.
В обоих вариантах пусковая установка имеет направляющую
«нулевой» длины и рассчитана па одну ракету. Угол возвышения
пусковой установки 45°; заряжание — механизированное.
2. Пусковые средства зенитных комплексов ПРО страны
Пусковые средства антиракеты «Найк-Зевс» стационарные,
рассчитанные на одну ракету. Угол возвышения установки посто-
янный, близкий к 90°. Все работы на стартовой позиции механизи-
рованы. Ракеты размещаются в подземных шахтах диаметром
около 4,6 я.
264
Рис 10.20. Состав зенитного комплекса «Тапдерберл»
1—РЛС обнаружения целей, 2—РЛС облучения цели; 3 — пост управления
пуском ракеты; 4 — ЗУР на подвижной пусковой установке; 5 — элекiрегене-
ратор
Рис. 10.21. ЗУР «Бладхаунд» на подвижной пусковой
установке
265
Пусковые средства антиракет «Спринт» также
стационарные, подземные, шахтного типа. Внутри шахты нахо-
дится стальная труба, в которой на поршне аккумулятора давле-
ния устанавливается антиракета. Снаружи шахта закрыта колпа-
ком весом 680 т.
Из трубы пусковой шахты антиракета выбрасывается давле-
нием газовой струи от порохового аккумулятора давления, рас-
положенного под поршнем.
Стартовый двигатель антиракеты включается в момент выхо-
да из пусковой шахты. После выгорания его топлива начинает
работать маршевый двигатель.
На стартовую позицию к пусковой шахте антиракета достав-
ляется специальным транспортом.
3. Пусковые средства зенитных комплексов ПВО войск
Зенитный комплекс «Чапарэл» имеет пусковую
установку, смонтированную на гусеничном самоходе и рассчитан-
Рис. 10.22. ЗУР «Чапарэл» в боевом положении на
пусковой установке гусеничного типа
ную па пуск четырех ракет. Внутри самохода помешается ком-
плект запасных ракет (рис. 10 22).
Боевым подразделением комплекса является батарея, в ко о-
рую входит восемь самоходов.
Зенитный комплекс «И иди го» смонтирован на колес-
ном прицепе. Он рассчитан на пуск очередями 12 ракет.
Перед пуском ракет колеса отъединяются и установка ста-
вится на землю. Горизонтировапие пусковой установки произво-
дится с помощью домкратов.
Перевозится установка за тягачом колесного типа.
266
Зенитный носимый комплекс «Ред Ай» запуска-
ется из пускового ружья. Ружье состоит из стеклопластиковой
.трубы, оптического прицела и ложи, в которой размещены источ-
ник питания, зуммер и рукоятка с пусковым устройством. Общий
вес комплекса 12,7 кг. Ружье используется и для хранения раке-
ты, при этом оно закрывается с концов крышками и наполняется
азотом. В боевых условиях комплекс переносит один человек на
‘ремне, за спиной.
На этом же принципе в
Англии разработан носимый зе-
нитный комплекс «Блоунайп».
4. Пусковые средства
зенитных комплексов ПВО
кораблей
Данные зенитные ракетные
Комплексы предназначены для
^рогивовоздушпой обороны ко-
раблей. Все комплексы
стационарные Их пусковые
установки выполнены прак-
тически по одной схеме
[(рис. 10.23).
Подача ракет па установку
(из погреба корабля произво-
дится с помощью лифта. Заря-
жание автоматизированное.
при горизонтальном положе-
нии направляющей. На заря-
жание затрачивается около
30 сек.
По этому принципу построе-
ны корабельные пусковые уста-
Рис. 10.23. Схема корабельной пуско-
вой установки ЗУР
/ — основание; 2 —ЗУР; 3— держатель ра-
кеты,- 4 — направляющая; 5 — механизм го-
ризонтальной паводки; 6—механизм верти-
кальной паводки; 7—вращающаяся часть
установки; 8 — цапфа, 9 — гцрромогор
ЬОвкн зенитных ракетных комплексов «Тэйлос», «Терьер» и
к<Тартар».
Зенитным комплексом «Тэйлос» вооружены крейсеры. Пуско
вая установка — спаренная, с изменяющимся углом возвышения
Ш механизированным заряжанием. Заряжание установки произво-
дится при нулевом угле возвышения.
10.5 ПУСКОВОЕ ОБОРУДОВАНИЕ РАКЕТ ВОЗДУШНОГО БОЯ
Пусковое оборудование ракет
квоздух — земля» устанавливается
[истребителях-бомбардпровщиках и
классов «воздух — воздух» и
неподвижно па истребителях,
других типах самолетов. Уста
267
hobkii просты по устройству и состоят из нескольких направляю
щих. На некоторых самолетах пусковые установки состоят из спе-
циальных подвесных неподвижных или выдвигающихся устройств
кассетного типа. Пусковая установка
Рис. 10.24. Выдвижная пусковая установка
кассетного типа для пуска неуправляемых
ракет
кассетного типа для неупра-
вляемых ракет показана на
рис. 10.24. Перед стрельбой
установка выдвигается из
самолета с помощью приво-
да; ракеты запускаются от
электрозапала.
Неуправляемые ракеты
наводятся на цель оптиче-
ским или радиолокацион-
ным прибором с последую-
щим разворотом корпуса са-
молета. Однако некоторые
пусковые установки, постав-
ленные на вертолетах, снаб-
жены механизмами наведе-
ния, что позволяет вести
стрельбу в некотором секто-
ре относительно направле-
ния движения вертолета.
Управляемые ракеты, как правило, устанавливаются на на-
ружных пусковых устройствах несложной конструкции, имеющих
крепежные замки и пусковую автоматику.
Рис. 10.25. Перевозка ракеты к самолету на трапспортно-заря-
жяющей тележке
Крупные управляемые ракеты класса «воздух — земля» подве-
шиваются к самолетам дальнего действия. На каждом бомбарди-
ровщике подвешивается по две ракеты; подвеска неподвижная,
без направляющей, являющаяся только держателем ракеты-
268
Сбрасываются ракеты с самолета одновременно. Когда ракеты
^отделятся от самолета, запускаются их двигатели. Управление
полетом ракет осуществляется по команде с самолета.
Системы подвески на самолетах снабжены устройствами ава-
рийного сбрасывания ракет без включения их двигателей и без
^зведения взрывателей боевых частей.
Транспортировка тяжелых ракет к самолетам производится
1а специальных транспортно-заряжающих тележках (рис. 10.25).
Глава 11
ИСПЫТАНИЕ РАКЕТ, РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ,
НАЗЕМНОГО ОБОРУДОВАНИЯ
Необходимость проведения испытаний диктуется требования-
ми безотказности работы как отдельных деталей, агрегатов, при-
боров и систем, так и ракет и всего ракетного комплекса в целом.
Поэтому для каждой новой ракеты и ее наземного оборудования,
а также при серийном их производстве составляются специальные
программы испытаний с учетом реальных условий боевого при-
менения.
Программы испытаний элементов и систем, например оценоч-
ные или контрольно-выборочные испытания, предназначены для
устранения дефектов проектирования, а также для выделения
узлов и элементов, имеющих дефекты производства пли сборки.
Устранение как дефектов проектирования, так и дефектных
узлов и элементов увеличивает вероятность выполнения системой
задания, для которого она предназначена.
11.1 ИСПЫТАНИЕ ДВИГАТЕЛЕЙ
Испытания ракетных двигателей проводятся с целью получе-
ния надежной работы их при боевом применении. Под надежно-
стью ракетных двигателей (РД) принято понимать способность
двигателей выполнять заданные функции в условиях боевого
применения в течение требуемого промежутка времени. Количе-
ственно надежность РД оценивается: вероятностью безотказной
работы, коэффициентом готовности, коэффициентом технического
использования, наработкой на отказ и др. Из перечисленных кри-
териев наиболее важным является вероятность безотказной рабо-
ты— это способность РД выполнять поставленные перед ним
задачи. Методы проведения испытаний и оценка надежности РД
онре щляются назначением, типом, применяемым топливом, конст-
рукцией и параметрами РД.
Испытания РД проводятся на специальных стендах, а также
при летных испытаниях.
270
В процессе испытании двигателей можно условно выделить
несколько этапов. Вначале срабатывается опытный образец. На
этой стадии все детали двигателя изготовляются и испытываются
отдельно, а некоторые наиболее ответственные узлы и агрегаты,
такие, как камера сгорания и турбонасосный агрегат, испытыва-
ются па специальных стендах.
При опытных и доводочных стендовых испы-
таниях РД исследуются:
— варианты конструкции РД и их агрегатов, при этом выби-
раются наиболее оптимальные из них (испытания могут начи-
наться с моделей РД и заканчиваться испытаниями отработанно-
го РД);
— правильность функционирования РД и его агрегатов;
- работоспособность и ресурс работы РД при стендовых ис-
пытаниях.
В процессе опытных и доводочных испытаний РД изменяют:
соотношение компонентов ракетного топлива, давление в камере
сгорания и газогенераторе, температу ру компонентов топлива,
входные давления и другие параметры при различных их сочета-
ниях и соотношениях.
Как правило, проводятся такие испытания с задачей выявить
качественную картину исследуемого процесса. В ходе таких испы-
таний выбирается оптимальная конструктивная схема прибли-
женно определяются параметры двигателя.
Контрольно-технологические испытания РД
являются официальными проверочными испытаниями. Они прово-
дятся на стендах и могут быть холодными либо огневыми. Испы-
таниям подвергается каждый РД серийного производства.
При холодных испытаниях РД сгорания топлива в РД не про-
изводится; работа агрегатов РД проверяется на модельных жид-
костях или газах. Па этих испытаниях проверяются прочность,
герметичность, правильность функционирования камер, насосов,
газогенераторов, автоматики и целого ряда других деталей.
Прочность РД и его агрегатов проверяется давлением, соз-
даваемым во внутренних полостях. Величина этого давления
обычно превышает рабочее давление на величину запаса прочно-
сти. Давление создается какой-либо жидкостью, подаваемой во
внутренние полости РД.
Выдержав определенное время двигатель под давлением, его
тщательно осматривают на отсутствие трещин. Особое внимание
при этом обращают на сварные и паяные швы.
Испытания на прочность проводят в специальных боксах с со-
блюдением необходимых мер безопасности.
Для обнаружения утечек при испытании двигателя па герме-
тичность можно использовать различные жидкости (обмыли-
вапие), термические и галогенные течеискатели, гелиевые масс-
спектрометры.
271
При использовании жидкостей для определения утечек приме-
няются главным образом водные растворы, обладающие хороши-
ми смачивающими свойствами и способностью образовывать пу-
зыри. Вещества наносятся непосредственно в местах сварочных
швов, соединений трубопроводов, установки фланцев. Метод поз
воляет обнаружить утечку в 10 4 см2! сек.
Принцип действия термического течеискателя основан на раз-
личной теплопроводности газов, окружающих прибор. Эту раз-
ницу воспринимает детекторный элемент электрической мостико-
вой схемы.
Гарантируемая точность способа составляет 10-3 смг/сек.
Галогенный течеискатель реагирует на присутствие в окру-
жающей атмосфере галогенных соединений (фреона-12, напри-
мер).
Максимальная чувствительность прибора на фреоне
10 9 см^сек, хотя на практике такая чувствительность не дости-
гается.
Наибольшей чувствительностью из всех течеискателей обла-
дает гелиевый масс-спектрометр, регистрирующий следы гелия.
Прибор или подсоединяют к наддутому гелием и помещенном}
в вакуумную камеру двигателю, или присоединяют масс-спектро-
метр к внутренней полости, а гелий подают с внешней стороны
двигателя.
Масс-спектрометром можно обнаружить утечку в 10-8
10 10 см3)сек.
Огневые испытания РД проводятся со сгоранием топ-
лива. При этих испытаниях определяются сила тяги РД и темпе-
ратура в камере сгорания, определяются характеристики ракетно-
го двигателя и его агрегатов, работоспособность и ресурс работы
с максимально возможным в стендовых условиях приближением
к реальным условиям эксплуатации. Например, для проведения
огневых испытаний РДТТ в высотных условиях эксплуатации ис-
пользуется стенд (рис. 11.1), оборудование которого позволяет
имитировать высоты более 40 км и обеспечивает температуры до
—85° С (двигатель, помещаемый в рабочую камеру, отделен от
«пространства», создаваемого эжекторными установками, диа-
фрагмой, которая разрывается после выхода двигателя па ре-
жим).
Испытания двигателей па стенде проводятся также в преде-
лах, превышающих эксплуатационные; изменяются также коэф-
фициенты соотношения компонентов топлива (для ЖРД), давле-
ние в камере сгорания и газогенераторе, температура компонен-
тов топлива (для РДТТ — температура заряда).
Измерение давлений при огневых испытаниях РД произво-
дится специальными датчиками давления или манометрами, тем-
пературы в камере сгорания измеряются термодатчиками разлил
ных типов либо термопарами с электроизмерительными прибора-
ми (потенциометрами), сила тяги — датчиком, воспринимающим
272
усилия тяги, которые затем электрическим или электронным уст-
ройством преобразуются в сигналы электрического тока.
F Контрольно-выборочные (типовые) испытания
РД являются сдаточными испытаниями серийной партии двигате-
лей; при этих испытаниях отдельно выбранные РД подвергаются
стендовой проверке на ресурс работы и соответствие замеренных
характеристик РД требованиям технических условий.
Специальные проверочные испытания РД про-
водятся на стендах на серийных заводах. Они позволяют прове-
рить па стенде сохранение запаса надежности путем испытания
Рис. 11.1 Схема испытательного стен а
/ — воздушные эжекторы; 2 — трубопровод для подвода сжатого воз-
духа к эжекторам; 3—-заслонка; -/ — диффузор с водяным охлажде-
нием 5 — диафрагма; 6 — испытываемый двигатель; / — расшири-
тельная камера, 8— подвижный трубопровод системы управления
пограничным слоем; Р — выпуск газов; 10 — пароструйный эжектор
РД по расширенной программе на режимах, отличающихся от
эксплуатационных.
Стенды, па которых проводятся испытания двигателей, обычно
включают в себя: огневой бокс, где устанавливается двигатель,
помещение для баков с компонентами топлива, помещение для
обслуживающего персонала, где размещаются также приборы
Ьля управления, измерительная и записывающая аппаратура.
Расстояние между этими помещениями зависит в основном от
мощности двигателя и продолжительности запусков. В зависимо-
сти от тяги испытываемых двигателей стенды могут быть горизон-
тальные (для двигателей небольших тяг), вертикатьные (рис. 11.2,
цля двигателей больших тяг) и наклонные.
Испытания ракетных двигателей заканчиваются летными ис-
пытаниями, которым предшествуют стендовые испытания в со-
ставе ракеты.
273
Летные испытания РД При проведении этих испытании
на РД устанавливается радио телеметрическая аппаратура (теле-
метрические датчики и приборы), которая производит измерение
Рис 11.2. Испытательный стенд для больших ракетных двигателей
необходимых данных и передачу их на наземные пункты, где эти
данные затем расшифровываются и обрабатываются. Иногда лет-
ные испытания РД проводятся при контрольно-выборочных испы-
таниях ракет, находящихся в серийном производстве.
274
11.2 ИСПЫТАНИЕ PAKFT
К ракетам и ракетным комплексам при их боевом применении
предъявляются требования по падежной работе всех его элемеи-
Гов в процессе как подготовки к пуску, так и при пуске и полете
ракеты.
Высокая надежность ракет и ракетных комплексов достига
ется в процессе проектирования, изготовления и опытной отра-
ботки.
Основными направлениями повышения надежности ракет и
кетных комплексов принято считать:
— улучшение качества производства и строгий контроль
всех этапах изготовления;
। — правильный выбор режимов работы аппаратуры;
— проведение испытаний систем и агрегатов, входящих
кетпый комплекс, с имитацией условий полета;
— необходимость дублирования отдельных элементов
стем бортовой аппаратуры;
— применение в бортовой аппаратуре автоматических
id
ра-
на
pa-
си-
в
схем
распознавания отказов элементов и замена неисправных элемеп-
ов способом переключения;
— контроль за работой систем в процессе полета.
Опытная отработка ракеты проводится в несколько этапов.
5 ходе проектирования проводятся лабораторные и стендовые ис-
пытания системы, которые подтверждают ее работоспособность
I позволяют получить приближенные количественные характери-
стики основных параметров.
Затем в порядке подготовки к летным испытаниям проводятся
тендовые испытания ступени или всей ракеты.
Во время таких испытаний имитируются основные условия
олета. Кроме того, ракета подвергается многочисленным авто-
омным испытаниям, цель которых — накопить статистический
материал о надежности ракеты.
В дальнейшем ракета участвует в полигонных испытаниях в
оставе ракетного комплекса.
Перечень испытаний, проводимых в процессе опытной отра-
Ьткп ракеты (впрочем, как и всех остальных элементов ракет-
ного комплекса), настолько обширен, что не представляется воз-
можным даже все их перечислить. Ограничимся рассмотрением
некоторых из них.
Испытания при высоких, средних и
е м п е р а т у р а х, испытания па тепловой
с пытание хранением проводятся в специальных клима-
гических камерах с заранее разработанным тепловым режимом
Высокие температуры в камере задаются несколько больше
езможных температур, возникающих прп полете ракеты.
При испытаниях определяются степень охлаждения испыты-
ваемого Объекта при относительной влажности до 10%. Ракета
ii и з к и х
удар и
т
и
275
выдерживается в камере в течение времени, в два раза превы
тающего время полета ракеты. В продолжение испытаний и пос-
ле них ракета должна работать нормально.
Средине и низкие температуры в камере задаются, начиная
с самой низкой. Ракета выдерживается в камере определенное
время, после чего проверяется ее готовность к полету.
Одним из способов про-
Рис. 11.3. Корпус ракеты после испытания
«переохлажденным дождем». Проверяется
возможность доступа к приборам
верки ракеты на работо-
способность при низки?;
температурах является
испытание «переохла-
жденным дождем». Раке
та опрыскивается воден
через форсунки с обдува-
нием холодным воздухоу
При этом па поверхности
ракеты образуется ледя-
ной покров. На этих ис-
пытаниях, в частности,
производится измерение
усилий на рулях ракеты
и проверяется возмож-
ность доступа к прибо-
рам ракеты (рис. 11.3).
Иногда температурные
испытания проводятся в
естественных условиях.
К примеру, недавно в
США завершился цикл
испытаний зенитной уп-
равляемой ракеты «Ред
Ай» в арктических усло-
виях. В программу испы-
таний входило длитель-
ное хранение ракеты па открытом воздухе при температу,"
-—40° С. Прошедшие климатические испытания ракеты проверены в
работе, ракеты запущены по беспилотным мишеням.
Испытания на тепловой удар начинаются с самой низком тем-
пературы, устанавливаемой при хранении. Далее обьект испыта-
ний в камере нагревается до рабочей температуры за время, рав-
ное половине времени, необходимого для выхода ракеты на за-
данный режим В этих условиях объект выдерживается в продо
жение времени, равного времени полета ракеты.
При этом объект испытаний должен работать нормально как
во время испытаний, так и после их окончания.
Испытание хранением проводятся в климатических камера:
Во время испытания температура меняется циклично от предель-
ной минусовой до предельной плюсовой. Число циклов установ-
276
Вдениой длительности строго определенное. По окончании испыта-
ний ракета осматривается и проверяется в работе.
Испытания на вибрацию — один из самых сложных ви-
дов испытаний вследствие трудности создания условий вибраций
ракеты, аналогичных происходящим в условиях полета.
Вибрацией ракеты называются колебательные движения от-
дельных элементов и систем конструкции ракеты, вызванные ра-
ботающим двигателем. Вибрация отдетьны.х элементов конструк-
ции в жидкостных ракетах может возникать и вследствие пульса-
ции компонентов топлива в трубопроводах (частоты вибрации —
от нескольких единиц до 20 000 гц, перегрузки — до 100 g).
Образец
77^777777>7/»77
Поперечные
вибрации
оттяжки
Продольные
вибрации
Рис 11.4. Схема испытания ракеты па вибрацию
Грос
подвески
Вектор силы
вибратора
через ЦТ
Резиновая
подушка
Для измерения вибраций устанавливают несколько приборов,
саждый из которых перекрывает определенный диапазон частот
г амплитуд.
Измерение вибраций низких частот производится сейсмически-
ми датчиками.
Измерение высокочастотных вибраций производится пьезо-
электрическими датчиками
К Один из способов испытаний па вибрацию показан на рис. 11 4,
когда ракета подвешивается с помощью амортизационных кана-
тов или устанавливается на прокладках из мягкой резины, рас-
положенных в центре тяжести ракеты.
Результаты вибрационных испытании используются при ана-
лизе аэроупругости ракеты. Эти испытания позволяют определить
Предельный срок службы деталей, узлов и систем.
Ракеты, устанавливаемые па кораблях, кроме указанных выше
Испытаний подвергаются испытаниям на вибростенде возмхщаю-
Щей силой в несколько тысяч килограммов. Таким испытаниям.
Например, подвергается ракета «Тэйлос» (рис. 11.5), входящая в
Систему ПВО кораблей.
Вибрации ракет, возникающие при транспортировке, также
сказываются на их надежности. Так, при перевозке на автомаши-
нах по неровным дорогам ракета воспринимает значительные
толчки, которые вызывают колебания с перегрузкой корпуса
277
ракеты 9 g. Отдельные то шки достигают 20 g при частоте до
30 гц.
Поэтому ракета в процессе отработки подвернется испыта-
ниям транспортировкой.
Рис. 11.5. Вибростенд для испытания ракеты «Тэйлпс» на попе-
речные колебания
Характер изменения вибраций при различных видах перевозки
ракет показан на рис. 11.6. Из рисунка видно, что при установле-
нии эксплуатационного режима необходимо учитывать вид тра с-
портнровки ракет, при котором конструкция испытывала бы ми-
нимум вибраций. Из рисунка также видно, что наименьшие пере-
грузки ракета испытывает при транспортировке водным путем.
При создании определенных условий (подрессоривание, напри-
мер) вполне приемлема транспортировка па значительные рас-
стояния по железным дорогам.
Перевозка ракет на большие расстояния автомобильным граи-
спортом нежелательна.
278
Наиболее желательной (если нс принимать во внимание воз-
| действия вибраций случайного характера) считаем перевозка
ракет по воздуху.
Испытания на акустические воздействия. Ос-
новной задачей испытаний является проверка ракеты на возден-
ствис мощных акустических полей так как подобным образом та
пес воздействуют шумы во время старта ракеты и при переходе
[ скорости звука.
5
О'
го
о
о
X fS
0J
Q.
С
sc <0
и
5
“ 2 34 6 8Ю 20 3040 Б0 80100 200 300 400
Частота, гц
Рис. 11.6. Характер изменения вибраций при различных ви-
лах перевозки ракет
| На рис 11.7 представлена типичная схема проведения испыта-
пий ракет Жидкий азот, при испытаниях находящийся в храни-
лище, превращается в теплообменнике в газообразный и с тем-
пературой около —— 1 С подастся в рупоры электропневматичс-
ских источников шума. Дистанционная система управления поз-
воляет следить за спектром и интенсивностью шума и автомати-
чески фиксировать акустические и вибрационные данные.
Испытания проводятся в специальных реверберационных каме-
рах (рис. 11.8).
Испытательное оборудование позволяет имитировать акусти-
ческое воздействие одновременно для двух характерных участков
Движения — старта и полета с околозвуковой скоростью. При
этом одна часть ракеты находится в прямом акустическом ноле,
а все остальные — в отраженном.
279
280
Испытания на удар (толчок) и постоянно
действующую нагрузку проводятся как на ракете в со
бранном виде, так и на отдельных се частях и узлах.
При испытаниях на удар регистрируются величина и продол
жнтельность удара, характер его нарастания и спада, направле-
ние, число ударов и наблюдаются изменения, происшедшие от
этих ударов в объекте испытаний.
Испытания проводятся либо на специально разработанных ма-
шинах, либо на стандартных копровых и маятниковых установках.
Ракета в собранном виде испытывается постоянно действую-
щими силами в направлении оси двигателя с превышением пре-
дельной нагрузки па 15%, действующей в первый период работы
двигателя (в продолжение не менее 0,03 сек).
Отдельные части и узлы ракеты испытываются постоянно дей-
ствующими силами в направлении тяги при перегрузке в два раза
больше предельной тяги.
Кроме перечисленных выше испытаний проводятся испытания
на центрифуге. Необходимость подобных испытаний вытекает из
конкретных условий отработки ракеты.
Испытания на влияние влажности при дли-
тельном хранении в различных климатических условиях
проводятся в широком диапазоне изменения окружающих усло-
вий. Так, например, испытания па хранение проводятся:
— в тропических условиях при температуре от +29 до +35°С
и относительной влажности 70—95%; продолжительность испыта-
ний от 18 до 90 дней;
— па кораблях при температуре от +21 до +27°С и относи-
I тельной влажности 70—95%; продолжительность испытаний от 1
до 6 месяцев;
— в подземных складах при температуре от +15,5 до +21° С
и относительной влажности 60—85%; продолжительность испыта-
ний от 2 месяцев до 1 года;
— в арктических условиях; продолжительность испытаний от
1 года до 5 лет;
— в условиях пустыни при температуре от +27 до +43° С и
относительной влажности 5—15%; продолжительность испытаний
от 1 года до 5 лет.
Статические и динамические испытания ракет-
ных конструкций. Статические испытания предназначены
Для определения напряженно-деформированного состояния испы-
тываемых объектов, жесткости конструкции, а также несущей
способности (значения разрушающих нагрузок) конструкции в
расчетных случаях нагружения.
При динамических испытаниях определяются частота и форма
собственных колебаний, коэффициенты демпфирования а также
проверяется прочность конструкции при действии динамических
нагрузок.
11-622
281
При определении разрушающих нагрузок в ходе статических
испытаний способ нагружения различных эле 1ентов ракеть
имеет особенности. В частности, корпус головной части испыты-
вается на действие осевой силы и внешнего давления, что соот-
ветствует расчетному случаю максимальной осевой перегрузки
при входе в атмосферу. Головная часть испытывается также на
совместное нагружение осевой силой, изгибающим моментом и
1еравпомерным внешним давлением, что соответствует воздейст-
вию максимальной поперечной перегрузки.
Приборные, хвостовые о секи расеты, переходники пагружа л
осевой силой и изгибающим моментом. Днища, корпуса, сопловые
б токи РДТТ, а также трубопроводы окислителя и горючего испы-
тываются внутренним давлением Топливные отсеки внутренних
давлением доводят до разрушения, а также испытывают на дей-
ствие осевой нагрузки.
Устойчивость крупногабаритных тонкостей !ых объектов пр-
воздействии равномерно распределенного в тешнего давления
опрсде. [яют, помещая их в специальные гидравлические уста юв-
ки. Если критическое внешнее давление не превышает одной атмо-
сферы, то нагрузка имитируется откачкой вакуумным насосом
воздуха из впу ренпей полости испытываемого объекта. При ис-
пытаниях важно создать граничные условия закрепления, которые
идентичны ил 1 близки к реальным условиям экс тлуатации.
Нерав юмерно распределенные внешние и внутренние нагруз-
ки ввиду сложности воспроизведения имитируются приближенно.
Топливные баки испытываются внутренним давлением пода-
ваемой под определен ним давлепи м воды. При большой длине
баков испытываются отдельные секции, что делается для учета
действия и 1 рционного гидростатического давления в условиях
больших полетных перегрузок.
Герметизация секи 1Й обеспечивается специальными днищами.
Осевые нагрузы на баки прикладываются через соседние отсеки
или специальные приспособления, имитирующие жесткость этих
отсеков.
Осевая нагрузка создается прессом с помощью гидравлических
силовозбсдителей и металлических тяг. Для более точного опре-
деления разрушающих нагрузок при статических испытаниях ими-
тируют имеющийся в реальных условиях рав юмер 1ыи или нерав-
номерный прогрев отсеков корпуса ракеты. Это позволяет более
точно определ i ь несущие способ юсти конструкции.
Частота и форма собственных колебаний при динамических
испытаниях обычно определяются резонансным методом. В пло-
скости колебаний изделия хстапавлива! тся вибродатчики; в пло-
скости. нормальной к плоскости колебаний, приклеиваются дере-
вянные бруски, через которые колебания обьекта передаются
виброскопы.
Плавным изменением частоты вибратора отыскиваются часто-
ты, резонансные с колебаниями конструкции. Процесс при это1
282
фиксируется на фотопленку. Фазы колебаний могут быть опреде-
лены с помощью стробоскопов.
Анализ резонансных частот и форм позволяет установить при-
роду их возникновения, так как любая частота колебания объ-
екта зависит от упругости корпуса и упругости внутренних эле-
ментов конструкции.
По результатам испытаний проводятся (при необходимости)
конструктивные и менепия, доработки отдельных элементов и
arpeiатов ракеты.
Ракетные конструкции и пытывают также на прочность и вы-
носливость под действием динамической нагрузки. Испытания
проводят на специальных < теидах, имитирующих эксплуатацион-
ную нагрузку
Как отмечалось выше, испытаний, которым подвергается ра-
кета в процессе отработки, много. Кроме уже перечисленных опа
испытывается на сопротивление коррозии, плесени, на способность
противостоять солнечной радиации. В каждом конкретном случае
количество испытаний и их содержание при необходимости ме-
няется.
Все особенности проверок учитываются программами испыта-
ний, которые в копенном счете предназначены для обнаружения и
подтверждения наличия дефектов и, следовательно, для их устра-
нения. Опыт испытании показывает, что дефекты выявляются на
различных этапах и при различных испытаниях. Этим и объясня-
ется их многочисленность и сложность.
Стендовые испытания
Эти испытания проводятся в порядке подготовки к заключи-
тельным и наиболее важным испытаниям — летным. На стенде ис-
пытываются или ступени ракеты, или ракета полностью (рис. 11.9).
Во время этих испытаний представляется возможность иссле-
довать;
— запуск двигателя и работу системы подачи;
— настройку двигатетя на заданную тягу;
1 — вибрации корпуса двигателя и ракеты;
I — работу автомата стабилизации и утлы отклонения газоструй-
ных рулей при работающем двигателе.
Одновреме то при этих испытаниях отрабатывается комплекс
наземного оборудования, связанный с заправкой ракет компонен-
тами топлива, устанавливается последовательность предстарто-
вых испытаний и т. д.
Работы па испытательных стендах требуют оснащения стен-
дов автоматическими устройствами, осуществляющими управле-
ние ходом испытания. Эта необходимость объясняется тем, что
Число замеров, которые нужно выполнить, возрастает, поэтому
возникает опа г сть допущения ошибок в управлении различными
Системами стенда, измерителыю-заппсывающен аппаратурой, объ-
11*
283
ектом испытания. Некоторые параметры, например, такие, как тем-
пературу газовой струи на выходе из сопла, расходы компонентов
топлива и пульсирующие с высокой частотой давления, необходимо
записывать с большой скоростью либо на протяжении всего ис-
пытания, либо в какие-то короткие отрезки времени. Именно
поэтому управление всеми операциями во время стендовых испы-
таний производится с помощью автоматизированного контрольно-
распорядительного устройства. Это устройство осуществляет уп-
Рис. 11.9. Стенд для испытаний собранной ракеты
равление ракетой, всем наземным оборудованием и системами
вспомогательного оборудования. С его помощью проводятся также
контрольные проверки всех систем. Устройство следит за последо-
вательностью операций, удерживает ракету на стенде, управляет
работой двигателей, регулирует подачу воды и обеспечивает со-
гласование операций по времени.
Другим видом стендовых испытаний, получившим в последнее
время за рубежом широкое распространение, является определе-
ние аэродинамических характеристик не на моделях баллистиче-
ских и крылатых ракет, а на образцах в их натуральную величи-
ну с помощью ракетных тележек.
Для этого па местности прокладывают двойной рельсовый
путь длиной в несколько километров.
Испытываемая баллистическая или крылатая ракета крепится
к тележке, которая соединена со специальными весами, измеряю-
284
щими аэродинамические силы и моменты, действующие на нее
во время движения по рельсовому пути (рис. 11.10).
Остановка ракетной тележки с испытываемым объектом на
конечном участке рельсового пути производится с помощью дви-
гателей, реактивная сила которых направлена в обратную сто-
рону по отношению движения тележки, или с помощью желоба,
наполненного водой. В этом случае внизу тележки монтируется
заборник воды, который захватывает воду из желоба на конечном
участке рельсового пути и тем самым тормозит ее продвижение.
Рис. 11.10. Ракетная тележка с ракетой
Испытание авиационной ракеты на тележке при сверхзвуко-
вых скоростях показано на рис. 1111. Для получения требуемой
скорости использован реактивный самолет, закрепленный на те-
лежке. Запуск ракеты производится в момент, когда самолет раз-
вивает наибольшую скорость.
При испытаниях ракет на подобных приведенной на рис. 11.10
тележках можно определить нормальную и боковую силы, мо-
менты тангажа, рыскания, крена и характеристики демпфирова-
ния относительно поперечной и продольной осей, отработать си-
стемы управления, стартовые агрегаты и т. д.
Наряду с элементами конструкции ракеты особенно тщатель-
ным и всесторонним испытаниям в тех же условиях подвергаются
элементы системы управления.
Во всех случаях особое внимание, как отмечалось выше, уде-
ляется испытаниям на вибрацию с высокой частотой, которая
возникает в корпусе ракеты при ее полете и из-за которой больше
всего наблюдается анормальных явлений.
Проведение испытаний ракет в собранном виде представляет
определенные трудности и обходится весьма дорого. Поэтому
285
перед проведением подобных испытании двигатели ракет, отдель-
ные системы, приборы и ракета в целом неоднократно прове-
ряются.
Рис. 11.11. Ракетная тележка с самолетом, с которого
производится запуск ракеты
Летные испытания
Целью летных испытаний ракет является главным образом
выявление слабых мест в конструкции ракеты и в ее узлах, кото-
рые не могли быть определены при стендовых испытаниях.
В ходе летных испытаний измеряются параметры:
— время подачи главной команды;
— время срабатывания каждого разрывного болта;
— время запуска каждого тормозного двигателя;
— момент появления отрицательной перегрузки ступени;
— момент отделения боевой части;
— относительный путь, пройденный боевой частью;
— три угловые скорости ступени и боевой части в момент их
отделения;
— интеграл проекции кажущегося ускорения на продольною
ось ракеты.
Чтобы получить такие измерения, ракету необходимо осна-
стить датчиком относительного пути, датчиком импульса и дат-
чиком отрыва. Моменты прохождения команд фиксируются через
систему управления, а угловые скорости — гпроприборами
ракеты.
Для определения частот и форм колебаний при летных испы-
таниях на ракете в нескольких сечениях устанавливаются вибро-
286
датчики, причем в каждом сечении, как правило, замер вибраци-
онных нагрузок выполняется вдоль трех осей. Из-за невозможно
сти одним типом датчика измерить вибрации в большом диапа-
зоне частот (от 10 гц до 10 кгц) в каждом сечении корпуса уста-
навливаются низко-, средне- и высокочастотные датчики.
Кроме непосредственного определения характеристик колеба-
ний ракеты в ходе летных испытаний определяются некоторые
динамические нагрузки, вызывающие эти колебания. Так, зонди-
рование атмосферы позволяет получить некоторые данные о ско-
рости ветра, действующего па ракету в полете. Измеряются так-
же параметры, характеризующие изменение тяги двигателя в мо-
мент его запуска и выключения. Записываются процессы отделе-
ния блоков ракеты, фиксиру ются параметры, определяющие ди-
намические характеристики системы управления и органов управ-
ления. Полученные данные в дальнейшем дают возможность рас-
считать основные динамические нагрузки, действующие па ракету
в полете.
Большое значение для определения условий нагружения ра-
кетных конструкций, для принятия необходимых мер для тепло-
защиты узлов, агрегатов, отсеков, для знания условий работы
приборов системы управления и других агрегатов являются тем-
пературные измерения, проводимые при летных испытаниях ра-
кет, для чего требуется установка десятков датчиков.
Давления в камерах сгорания РДТТ и ЖРД ракет, а также
в топливных баках при летных испытаниях замеряются датчика-
ми давлений.
Данные бортовых приборов посредством телеметрических уст-
ройств постоянно передаются наземным приемным станциям, за
исключением тех периодов, когда проводить, телеметрические из-
мерения затруднительно (например, при входе ракеты или боевой
части в атмосферу). В этих случаях данные записываются па
магнитную ленту, которая спасается вместе с приборным от-
секом.
После обработки результатов, полученных при летных испыта
ниях, производятся анализ и сравнение опытных данных с рас-
четными. Если окажется, что при полете ракеты возникают уси
лия и температуры большие пли меньшие, чем расчетные, то на
основе этого сравнения проводится перерасчет отдельных узлов,
а затем при необходимости вносятся уточнения в конструкцию
ракеты.
Для определения траектории полета ракеты в районе запуска
и в районе падения ракеты устанавливаются кинотеодолиты (не
менее трех в каждом районе), которые снимают на пленку полет
ракеты. При этих съемках ось кинотеодолита все время направ-
ляется па ракету. На каждом снятом кадре остаются отметки
углов по азимуту и высоте; все кинотеодолиты при съемках син-
хронизированы во времени. Кроме того, наблюдение за полетом
ракеты может осуществляться радиолокаторами.
287
По данным кинотеодолитных съемок и радиолокационных на-
блюдений вычисляется траектория полета ракеты на наблюдае-
мых участках (начальном и конечном). Используя эти наблюде-
ния, определяется вся траектория полета ракеты.
Если видимость при запуске ракеты окажется недостаточной
и вследствие этого работа на кинотеодолитах будет затруднена,
наблюдение за полетом ракеты осуществляется с помощью радио-
локационных средств.
Летные испытания продолжаются до полной отработки всех
агрегатов и ракеты в целом.
11.3. ИСПЫТАНИЕ НАЗЕМНОГО ОБОРУДОВАНИЯ
Наземное оборудование, включающее весь комплекс устройств,
необходимых для проверки ракеты путем осмотра и испытаний
с целью выявления неисправностей, средства транспортировки
ракеты и поверочных устройств на стартовую площадку, а также
средства обучения персонала техническому обслуживанию ракет
при подготовке их к запуску и осуществлению самого запуска,
отличаются большой сложностью и многообразием. На его совер-
шенствование тратится не меньше средств, чем па разработку
самих ракет.
Все это оборудование до поступления в войска проходит все-
сторонние испытания.
При разработке и испытании наземного оборудования новых
ракетных комплексов особое значение придается их надежной ра-
боте. При этом под надежностью наземного оборудования пони-
мается вероятность безотказной работы агрегатов и систем в за-
данное время.
Своевременность доставки ракет па стартовую позицию, их
подготовка и запуск зависят от надежности действия агрегатов,
систем и машин, входящих в комплекс наземного оборудования.
Особенно важное значение приобретает работа всего комплекса
наземного оборудования после транспортировки ракет на боль-
шие расстояния с высокими скоростями движения. Это вызывает-
ся тем, что сразу же по прибытии на стартовую позицию за ко-
роткое время требуется произвести предстартовые испытания соб-
ственно ракеты и ее системы управления и осуществить с по-
мощью наземного оборудования над кный запуск ее независимо
от климатических условий как при низких, так и при высоких
температурах.
Рассмотрим некоторые виды испытаний, способствующих от-
работке надежных систем наземного оборудования.
Ходовые испытания (испытания пробегом). При
ходовых испытаниях подвижных средств ракетных комплексов
(наиболее распространенных) с помощью подвижных измеритель
ных станций проводят довольно сложные измерения для опреде-
ления:
288
— пути и скорости движения испытываемого объекта па уча-
стках дорог различной проходимости;
— тяговых усилии па сцепных устройствах тягача и прицепа;
— напряжения в наиболее ответственных деталях и узлах;
- ускорения подрессоренных частей систем (при вертикаль-
ных колебаниях систем);
Рис. 11.12. Запуск ракеты во время испытания
ракетного комплекса «Першинг 1А»
— синхронности срабатывания тормозных устройств тягача
и прицепа, а также момента вступления в работу тормозной пе-
дали тягача при торможении и ряда других характеристик.
Ходовые испытания обычно стремятся проводить в три этапа:
па первом определяются напряжения в деталях и системах; на
втором исследуется работа механизмов подрессоривагия; па
третьем исследуется работа тормозов в движении по различным
участкам дорог и определяются тяговые усилия па сцепных уста-
новках.
289
Климатические испытания. Наземное оборудование
проходит испытания в различных крайне неблагоприятных клима-
тических условиях. К примеру, при разработке нового варианта
системы «Першинг» на колесных машинах система была под-
вергнута климатическим испытаниям. В первый период, прохо-
дивший в северных районах, наземное оборудование подверга-
лось длительному воздействию дождей, снега, обледенения. Во
Флориде оборудование испытывалось в условиях высоких темпе-
ратур. Максимальная высокая температура, воздействию которой
подверглось оборудование, достигала при искусственных усло-
виях 100° С. При резких колебаниях температур и других погод-
ных условий проверялась надежность действия отдельных ком-
понентов системы. Заканчивались климатические испытания про-
веркой пуском ракеты (рис. 11.12) с использованием прошедшего
испытания наземного оборудования.
Известно, что конструкция агрегатов и специальных сооруже-
ний наземного оборудования должна обеспечивать продолжи-
тельное хранение в состоянии, обеспечивающем постоянную го-
товность для выполнения рабочих операций в условиях длитель-
ного срока эксплуатации. Это требование можно выполнить, при-
менив специальные противокоррозионные покрытия, соответству-
ющие смазки, изготовив агрегаты из специальных материалов, не
подвергающихся коррозии под воздействием атмосферы и метео-
рологических условий при соблюдении необходимых условий хра-
пения и сбережения техники. При отработке наземного оборудо-
вания все эти вопросы принимаются во внимание. Правильность
конструкторских решений проверяется испытаниями на длитель-
ное хранение, испытаниями на влияние влажности. Кроме указан-
ных еще многие испытания, которым подвергаются ракетный дви-
гатель, ракета в целом, применимы и к наземному оборудованию.
По данным произведенных при всех испытаниях измерений и
их последующей обработке и анализе представляется возможным
сравнить опытные данные с расчетными и дать оценку по надеж-
ности конструкции испытываемого объекта наземного оборудова-
ния.
Глава 12
ОСНОВЫ УСТРОЙСТВА БОЕВЫХ ЧАСТЕЙ
12.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ ОБ УСТРОЙСТВЕ БОЕВЫХ ЧАСТЕЙ РАКЕТ
Боевая часть па большинстве ракет располагается в головной
части, однако имеются ракеты, например
боевые заряды размещаются в других
местах корпуса.
Основными элементами боевых ча-
стей любых ракет являются: взрыва-
тель, предохранительное устройство,
боевой заряд и корпус боевой части
(рис. 12.1).
Корпус боевой части является
конструктивным и силовым элементом,
в котором размещаются боевой заряд,
взрыватель и предохранительное уст-
ройство.
Корпус представляет собой тонко-
стенную сварную металлическую обо-
лочку соответствующей формы, под-
крепленную шпангоутами. Материал
оболочки и ее толщина выбираются в
зависимости от прочности и аэродина-
мического нагрева боевой части в
крылатые, в которых
Рис. 12.1. Схема устройства
боевой части ракеты-
1 — взрыватели; 2— боевой заряд;
3 — предохранительное устройство;
4 — корпус боевой части
полете.
Для изготовления корпусов воз-
можно применение стеклопластика.
Особый интерес представляет стекло-
пластиковый материал, в состав кото-
рого входят радиопоглощающие мате-
риалы.
Задний торец корпуса закрывается герметичным днищем, ко-
торое может иметь люк для снаряжения боевой части.
291
К корпусу боевой части относится и наконечник, который из-
готовляется из термостойкого материала.
Боевая часть защищается от нагрева теплозащитным покры-
тием, наносимым на внешнюю поверхность оболочки корпуса, в
р.акетах малой дальности теплозащитное покрытие может и от-
сутствовать.
В полете покрытие вначале аккумулирует тепло, поступающее
от пограничного слоя. При увеличении температуры на поверх-
ности покрытия до определенного значения начинается унос час-
тиц материала воздушным потоком и большая часть поступаю-
щего извне тепла отводится от стенки уносимыми газообразными
или конденсированными частицами.
Рис. 12.2. Формы боевых частей:
а ~ оживальиая; б — коническая; в —коническая со сферическим
Притуплением; г — коническая со сферическим притуплением и рас-
ширяющейся конической «юбкой»; д — цилиндро коническая со сфери-
ческим притуплением и конической «юбкой»
В качестве покрытий используются керамические или органи-
ческие материалы с термостойким наполнителем.
Теплозащитное покрытие должно быть такой толщины, чтобы
даже после уноса частиц на силовой оболочке оставался слой ма-
териала, предохраняющий ее от разрушения вследствие большого
нагрева.
Как следует из зарубежных источников, при выборе конст-
рукции и внешней формы - боевой (головной) части стремятся
удовлетворить следующие основные требования:
— возможность размещения в головной части боевого заряда
заданной массы и устройств, обеспечивающих его нормальное
функционирование;
— обеспечение наименьшего аэродинамического сопротивле-
ния;
— - простота изготовления.
По форме боевые части могут быть коническими, оживаль-
ными, параболическими и комбинированными (рис. 12.2), пред-
ставляющими сочетание нескольких форм.
Если исходить из условия, что диаметр основания и объем
головной части остаются неизменными, то при сверхзвуковых ско-
292
ростях полета наименьшим аэродинамическим сопротивлением об-
ладают головные части параболической формы, а наибольшим —
конической.
Головные части параболической и оживальной форм имеют
большие объемы для размещения заряда по сравнению с кониче-
скими. Однако в ракетах с большой дальностью полета наиболее
широко применяются простые в изготовлении боевые части кониче-
ской и комбинированной формы. Это возможно, так как для по-
тери скорости на аэродинамическое сопротивление составляют
всего несколько процентов, поэтому небольшая разница в аэро-
динамическом сопротивлении головных частей различных форм
существенной роли не играет.
Форма вершины (рис. 12.2, в, г, д) влияет па характер аэро-
динамического обтекания боевой части. При полете со сверхзву-
ковой скоростью перед притупленной вершиной боевой части об-
разуется мощный скачок уплотнения, в котором значительная
часть энергии набегающего потока воздуха преобразуется в теп-
ловую энергию. В результате температура и плотность воздуха
за скачком повышаются, а скорость понижается. При заостренной
вершине интенсивность скачка уплотнения меньше, поэтому плот-
ность и скорость воздуха на границе пограничного слоя изменя-
ются в меньшей степени.
Тепловой поток от пограничного слоя к поверхности боевой
части зависит от плотности и скорости обтекающего воздушного
потока, поэтому при одинаковой скорости и высоте полета тепло
вой поток к поверхности боевой части с притупленной вершиной
меньше, чем к поверхности боевой части с заостренной вершиной.
Таким образом уменьшается аэродинамический нагрев боевой ча-
сти, что позволяет уменьшить толщину теплозащитного слоя и
тем самым снизить массу боевой части.
Притупленными боевыми частями целесообразно снабжать
ракеты большой дальности, а ракеты средней дальности могут
иметь боевые части с заостренной вершиной. В последнем случае
аэродинамический нагрев играет значительно меньшую роль, в то
время как заострение вершины существенно уменьшает лобовое
сопротивление в результате чего скорость боевой части при под-
ходе к цели увеличивается.
Взрыватель. В зависимости от принципа действия взрыва-
тели подразделяются па контактные, дистанционные и неконтакт-
ные.
Контактные взрыватели вызывают взрыв боевого заряда при
ударе о преграду (цель); применяются обычно в ракетах, пред-
назначенных для поражения наземных и морских целей. Дистан-
I ционные взрыватели срабатывают на траектории полета ракеты
I через определенное время после ее пуска. Срабатывание дистан-
ционных взрывателей обеспечивается специальным устройством,
отсчитывающим время полета ракеты до точки взрыва. Эти уст-
ройства носят название дистанционных механизмов, которые мо-
293
гут бить пороховыми, механическими (часовыми) и электриче-
скими. Неконтактные взрыватели срабатывают, как правило, под
действием энергии, излучаемой или отражаемой целью. Нх при-
меняют с целью повышения эффективности поражающего дейст-
вия боевых частей по наземным целям. Это достигается взрывом
боевой части над поверхностью земли.
Для работы неконтактных взрывателей может быть использо-
вана энергия электрического, магнитного и электромагнитного по
лей, энергия звуковых колебаний, радиоактивно, о распада ядер
(гамма-лучей) и др.
Действие неконтактных взрывателей может быть также осно-
вано па закономерном изменении некоторых параметров среды с
высотой (например, плотности воздуха; в этом случае чувстви-
тельным элементом взрывателя является барометрический дат-
чик) .
Однако электростатические, магнитные, акустические и баро-
метрические датчики мало применимы в современных ракетах
ввиду их низкой помехоустойчивости и недостаточно высокой точ-
ности работы.
Наиболее полно удовтетворяют всем требованиям к некон-
тактным взрывателям боевых частей ракет радновзрывателп, ко
торые для определения момента срабатывания используют энер-
гию радиоволн, отражаемых целью. Принцип действия радио-
взрывателей основывается на хорошо известных радиолокацион-
ных методах измерения расстояния до объекта: частотном, им-
пульсном и фазовом. В соответствии с этим различают три ос-
новных вида радиовзрывателей: с частотной модуляцией, им-
пульсные п допплеровские радиовзрыватсли. При фазовом ме-
тоде для выделения рабочего сигнала в радиовзрывателе исполь-
зуется эффект Допплера, от которого и происходит название
взрывателя.
Предохранительное устройство является промежу-
точным механизмом между взрывателем и боевым зарядом. Оно за
мыкает детонационную цепь между взрывателем и боевым зарядом
только по истечении определенного заданного времени. Дополни-
тельное требование к предохранительному устройству иногда за-
ключается в самоликвидации боевой части путем подрыва боевого
заряда по истечении установленного времени или при определен-
ных условиях.
Однако основное назначение предохранительного устройства со-
стоит в разобщении детонационной цепи между' взрывателем и
боевым зарядом, когда взрыв боевой части нежелателен.
Наиболее важным элементом боевой части является боевой
заряд. Устройство основных типов боевых зарядов будет рассмо-
трено ниже.
По типу конструктивной связи боевой части с корпусом ра-
кеты во время полета различают отделяющиеся и неотделяющи-
еся боевые части.
294
I Для отделяющихся боевых частей жесткая связь с корпусом
осуществляется только на активном участке траектории В конце
его эта связь разрывается, после чего босвай часть и корпус про-
должают движение раздельно.
У иеотделяющихся боевых частей жесткая связь с корпусом
ракеты является постоянной на всей траектории полета.
Следует отметить, что у большинства тактических ракет го-
ловные части пеотделяемые, у всех стратегических — отде-
ляемые.
Для тактических ракет вопрос о необходимости отделения бо-
евой части зависит от типа двигательной зстаповки и максималь-
ной дальности полета. Для ракет с РДТТ необходимость отделе-
ния определяется совершенством способа выключения двигателя.
При недостаточном совершенстве способа выключения двигателя
точность ударов ракетами без отделения боевой части в полете
оказывается низкой.
Отделение боевой части также отрицательно сказывается на
точности ударов, однако рассеивание, обусловленное отделением
боевой части, существенно меньше рассеивания из-за несовершен-
ства способов выключения РДТТ.
Исходя из сказанного, в настоящее время за рубежом счи-
тают, что тактические ракеты с РДТТ целесообразно создавать
с отделяемыми в полете головными частями независимо от даль-
ности полета.
Для тактических ракет с ЖРД решение вопроса о типе го-
ловной части зависит от дальности полета. Ракеты с дальностью
полета 400—500 км имеют, как правило, неотделяемые боевые
части, поскольку такие ракеты обладают хорошей кучностью, а
отделение головной части к заметному выигрышу в пассивной
массе ракеты не приводит. Тактические ракеты с большей даль-
ностью (более 400—500 км) полета имеют отделяющиеся боевые
части. При этом достигается заметное снижение массы ракеты,
так как корпус рассчитывается только на действие нагрузок па
активном участке траектории.
Зарубежные специалисты считают также, что требование по-
вышения неуязвимости ракет к действию ПРО противника может
вызвать необходимость для всех тактических ракет иметь отделя-
ющиеся в полете головные части.
Существуют три класса систем отделения боевых частей: тор-
мозящие (притормаживанием ступени ракеты), расталкивающие
(расталкиванием ступени ракеты и боевой части) и комбиниро-
ванные (сочетающие первые два способа).
Торможение корпуса обычно осуществляется твердотоплив-
ными (пороховыми) тормозными двигатетями (рис. 12.3, а). Эти
двигатели симметрично располагаются в хвостовом или переднем
отсеке (приборном или переходнике).
Тормозные двигатели, создавая тягу, направленную в сторону,
противоположную движению ракеты, притормаживают ее кор-
295
нус, а боевая часть, предварительно освобожденная от связи с
ним, по инерции продолжает полет.
Торможение ракет с двигателями на твердом топливе во?
можно созданием сопет противотяги (рис. 12.3, б).
На ракетах, у которых отделение боевой части происходит в
достаточно плотных слоях атмосферы, торможение корпуса воз-
можно аэродинамическими силами.
Основное достоинство отделения боевой части методом тор-
можения корпуса ракеты заключается в возможности уменьшить
Рис. 12.3. Схемы торможенш
чзкеты носителя:
а — тормояпымн двигателями; б —
сопла ми противотяги
Пружинные толкатели
талкивающих механизмов.
отрицательное влияние процесса отде-
ления и разброса импульса последей-
ствия тяги на рассеивание. Но масса
такой системы оказывается довольно
значительной, что является ее недо
статном.
В качестве расталкивающих уст-
ройств применяются пневматические,
пружинные или пороховые механизмы
(толкатели).
Источником энергии для пневмати-
ческих механизмов отделения (рис.
12.4, а) обычно служит газ под давле-
нием, отбираемый из пневмосистемы
ракеты.
Пружинные толкатели (рис. 12.4,6)
выполняются в виде нескольких авто-
номных толкателей. При освобожде-
нии связи боевой части с корпусом
пружины разжимаются и расталки-
вают боевою часть и ступень ракеты
(рис. 12.5).
являются самыми тяжелыми из рас-
но зато и самыми простыми.
Пороховые расталкивающие м ханизмы а ^логичны пневма-
тическим, отличаются только тем, что давле! ие создается газам i
при сгорании небольшого порохового заряда. Это самый легкий
и компактный из расталкивающих механизмов. Однако зависи-
мость скорости горения от температуры заряда вызывает разброс
давления пороховых газов, а следовательно, и сил, развиваемых
механизмом.
Расчеты показывают, что расталкивающие механизмы при
приемлемой массе не позволяют получить силу для надежног
отделения боевой части в период последействия двигателя. Эти
механизмы рассчитывают так, что они вступают в действие п
окончании периода последействия тяги.
Недостатком этих механизмов является большое рассеивание
боевых частей не только вследствие разброса импульса последей
296
ствия тяги, но и сообщения боевой части нестабильной дополни-
тельной скорости при расталкивании.
Рис. 12.4. Пневматически.', и порох в i толкатели .
а — пневматический, б—пороховой; 1 пружина поджатия 2 —
шток с поршнем 3—корпус, 4 — пороховой заряд
Отделяющиеся боевые части крепятся к корпусу ракеты с по
мощью быстроразъемных устройств в виде разрывных болтов и
направляющих штырей и шпилек.
Рис. 12.5. Пружинные толкатели:
1 — чека; 2— пружина 3 — стакан
12.2 ПРИНЦИПЫ УСТРОЙСТВА И ДЕЙСТВИЯ
РАЗЛИЧНЫХ БОЕВЫХ ЗАРЯДОВ
По характеру действия и типу боевого заряда боевые части
зарубежных ракет делятся на фугасные, оско.. очные, осколо ню-
фугасные, кумулятивные, зажигательные и ядерные.
297
Фугасные боевые части (рис. 12.6) предназначаются
для разрушения различных оборонительных сооружений. Дейст-
вие фугасных боевых частей основано на превращении химиче-
ской энергии, заключенной во взрывчатых веществах, в энергию
ударной волны, распространяющейся во все стороны от точки
взрыва.
Эффективность ракет с фугасными боевыми частями зависит
от количества и мощности взрывчатых веществ, а также от мо-
мента подрыва боевой части у цели.
Главным поражающим фактором фугасных боевых частей яв-
ляется воздушная ударная вол ia, образующаяся при взрыве бо-
евого заряда.
Рис. 12.6. Схема устройства фугасной боевой части:
/—корпус; 2 — теплоизоляция; 3 —боевой заряд; 4 —днище; 5 —ДОННЫЙ
пзрыватель 6 — дополнительные детонаторы; 7—головной взрыватель
Для расчета избыточного давления на фронте ударной волны,
распространяющейся в однородной и безграничной воздушной
среде, можно рекомендовать формулу
3 3 _
= 0,084 ±2- + 0,27 4- 0,7 -g-, (12.1)
где —избыточное давление на фронте ударной волны, МН/м2-,
q—масса заряда тротила, кг. Для ядерных боевых частей
тротиловый эквивалент по ударной волне q — <7ув Тре-
ти товый эквивалент ядерного взрыва по ударной волне
равен половине тротилового эквивалента;
R— расстояние от центра взрыва, м.
Для расчета радиусов зон разрушения от воздействия ударной
волны можно воспользоваться следующей формулой:
з
где RB— максимальный радиус зоны разрушения, лт;
kB—коэффициент, зависящий от типа сооружений, свойств
взрывчатых веществ и степени разрушения;
q— масса заряда взрывчатого вещества, кг.
298
Наибольший эффект разрушения воздушной ударной волной
наземных сооружений получается в случае наземного взрыва за-
ряда, поэтому фугасные боевые части имеют контактные взры-
ватели мгновенного действия В этом случае корпус боевой части
можно делать достаточно тонким, так как он не рассчитывается
на нагрузки при ударе о грунт.
В случае применения таких боевых частей для тактических ра-
кет с целью защиты боевого заряда от высоких температур, возни-
кающих в результате аэродинамического нагрева, корпус с вну-
тренней стороны может иметь слой теплоизоляционного матери-
ала.
Учитывая высокую стоимость управляемых тактических ракет,
зарубежные специалисты утверждают, что использовать для них
фугасные боевые части экономически нецелесообразно, за исклю-
чением случаев стрельбы по маторазмерным целям ракетами с
очень точно работающей системой управления.
Недостатками фугасных боевых частей являются также быст-
рый спад давления во фронте воздушной ударной волны, быстрое
затухание волны в грунте и невозможность значительного увели-
чения зоны их действия.
Осколочные боевые части предназначаются для стрель-
бы по воздушным и наземным целям, включая боевую технику и
живую силу противника.
В соответствии с назначением осколочных боевых частей ос-
новное требование, предъявляемое к ним, сводится к получению
максимального количества убойных осколков с возможно боль-
шим радиусом их действия. Убойными осколками считаются та-
кие, которые способны на заданном расстоянии вывести из строя
предполагаемую цель или нанести поражение жизненно важным
частям небронированной боевой техники.
Как правило, осколочная боевая часть должна иметь доста-
точно толстостенную оболочку и лишь такое количество взрывча-
того вещества, которое необходимо для дробления этой оболочки
иа убойные осколки.
Если не принимать специальных мер. то при взрыве осколоч-
ных боевых частей образуется некоторое количество неодинако-
вых по массе осколков, из которых только часть способна нано-
сить действительное поражение. Установлено, что из общей массы
металла корпуса боевой части до 30—40% идет иа образование
мелких осколков, не обладающих достаточной для поражения
цели энергией, т. е. фактически бесполезных с точки зрения эф-
фективности поражения цели.
Кроме того, при взрыве могут образовываться и крушные ос-
колки, обладающие избыточной для данной цели энергией. В ре-
зультате используется лишь сравнительно небольшая часть ме-
талла оболочки корпуса. Ослабление энергии взрыва осколочных
боевых частей происходит примерно пропорционально расстоя-
нию, соответственно радиус действия изменяется пропорцио-
299
налыю массе заряда. Поэтому можно при ограниченной массе
заряда достигнуть большей дальности действия осколочных бое-
вых частей по сравнению с фугасными.
Рис 12.7. Кассетная осколочная бое-
вая часть:
/ — боевые элементы; 2 — корпус
Кумулятивные боевые
Недостатком осколочных бое-
вых частей является то, что при-
чиняемые ими повреждения не
так значительны, как у фугасных
боевых частей, особенно на
больших расстояниях от центра
взрыва.
Для увеличения зоны пораже-
ния осколками можно использо-
вать кассетные боевые части
(рис. 12.7). Такая боевая часть
состоит из большого числа мел-
ких снарядов (элементов), каж-
дый из которых имеет свой заряд
взрывчатых веществ. Элементы
выпускаются в воздух близко от
цели и при ударе о землю подры-
ваются. Площадь поражения у
кассетной боевой части значи-
тельно больше, чем у обычной
осколочной той же массы.
Осколочные боевые части при-
меняются для тактических ракет,
части (рис. 12.8) используются
для поражения воздушных, бронированных наземных целей, для
уничтожения дол>овременных огневых точек и других форгифи-
Рис. 12.8. Кумулятивная боевая часть:
1 — боевой заряд; 2 — донный детонатор; з — головной взрыватель
кационных сооружений. Сущность кумулятивного эффекта заклю-
чается в том, что при детонации заряда с кумулятивной выемкой
образуется поток уплотненных продуктов взрыва, направленных
вдоль оси выемки, который принято называть кумулятивной
струей.
300
Пробивное действие взрыва кумулятивных зарядов обуслов-
ливается динамическим воздействием струи продуктов детонации
на преграду.
Пробивное действие может быть усилено в 10—12 раз покры-
тием поверхности выемки металлической облицовкой. Объясня-
ется это тем, что пробивное действие кумулятивных зарядов с об-
лицовкой осуществляется не продуктами взрыва, а металличе-
ской кумулятивной струей, образуемой материалом облицовки.
Скорость металлической кумулятивной струи может досылать
десятков километров в секунду. В точке встречи струи с броней
возникает высокое давление, намного превосходящее предел те-
кучести материала брони. Под действием струи материал течет,
в результате чего металлическая кумулятивная струя врезается
в броню и материал ее раздвигается, образуя сквозную пробо-
ину или выбоину в плите.
Для достижения максимального эффекта кумулятивные за-
ряды должны подрываться на определенном наивыгоднейшем рас-
стоянии от цели с таким расчетом, чтобы кумулятивная струя не
успевала потерять своей монолитности и подходила к поверхно-
сти цели под желаемым углом. Сложная задача для данных бое-
вых частей- создание взрывателя, так как он предназначен для
определения оптимального расстояния между боевой частью и
целью, на котором должен произойти взрыв
Кумулятивная струя способна пробивать преграды большой
толщины и вызывать разрушения, поражения живой силы и по-
жары. Недостатком кумулятивных боевых частей является малая
область поражения, вследствие чего они должны оснащаться
весьма точной системой наведения.
Кумулятивные боевые части широко применяются для ПТУР
и могут быть использованы для тактических ракет.
Боевые части зажигательного действия пред-
назначены для воспламенения целей. Они состоят из большого
числа готовых зажигательных элементов, разлетающихся в раз-
ные стороны по определенному закону, обеспечивающему наи-
большую площадь поражения.
Зажигательные элементы содержат горючие смеси, которые
при воспламенении развивают температуру до 2000° С. В качестве
горючей смеси используются сплавы магния, термитные смеси,
фосфор, а также отвержденные бензин или нефть. Иногда зажи-
гательные элементы дополнительно снаряжаются небольшим ко-
личеством обычного взрывчатого вещества с целью разбрасыва-
ния горящей смеси на определенной площади
Взрывательное устройство может быть рассчитано на проник-
новение зажигательных элементов внутрь цели, подобно некото-
рым типам фугасных боевых частей, или на срабатывание их при
соприкосновении с поверхностью цели.
В армии США разработаны химические боевые части,
которые снаряжаются зарином или V-газом, и предназначены для
301
поражения живой силы. Такие боевые части имеются у ракет
«Омоет Джон» и «Сержант». Боевые части снаряжаются боевыми
элементами сферической формы, которые содержат около 0,5 кг
отравляющего вещества. Так, в боевой части ракеты «Онест
Джон» 364 элемента. Боевая часть вскрывается на высоте около
3 км, и элементы разбрасываются на площади около 1 кв. км.
Элементы срабатывают при ударе о поверхность земли и пора-
жают живую силу каплями и парами отравляющего вещества.
Однако, по мнению зарубежных специалистов, рассмотренные
типы боевых зарядов создают сравнительно небольшую зону по-
ражения. Наиболее действенным, по их ^мнению, средством пора-
жения наземных целей являются боевые части ракет с ядерными
зарядами.
12.3. ОБЩИЕ ПРИНЦИПЫ УСТРОЙСТВА
ЯДЕРНЫХ БОЕВЫХ ЧАСТЕЙ РАКЕТ
Действие ядерны.х боевых частей основано на использовании
внутриядерной энергии, освобождающейся при цепной реакции
деления тяжелых ядер (ядерное оружие) или термоядерной реак-
ции синтеза легких ядер (водородное или термоядерное оружие).
Различают три типа ядерных зарядов:
— заряды, вся энергия взрыва которых обусловлена цепной
реакцией деления ядер U-235, Рп-239 или U 233;
— заряды, энергия взрыва которых в основном (до 80—90%)
обусловлена термоядерной реакцией в дейтериде лития 3Li®iD2;
— заряды, энергия взрыва которых освобождается в резуль-
тате последовательного развития трех ядерных реакций: деления
ядер L'-235, Рп-239 или U-233 (первая ступень); синтеза легких
ядер термоядерного заряда (вторая ступень); деления ядер U-238
(третья ступень).
Основная доля энергии освобождается в результате деления
ядер U-238 нейтронами, выделяющимися при термоядерной реак-
ции синтеза. Энергия этих нейтронов около 14 Мэв, т. е. значи-
тельно превышает пороговую энергию деления ядер U-238. Ис-
пользование в качестве делящегося вещества наиболее распрост-
раненного изотопа U-238—важная особенность данного вида
оружия. Применение U-238 позволяет значительно увеличить мощ-
ность ядерпого взрыва и тем самым повысить боевую эффектив-
ность ядерпого оружия.
Рассмотрим более подробно устройство ядерных боевых ча-
стей, использующих энергию деления тяжелых ядер (П-235 или
Рп-239).
Ядерные заряды. Основными элементами ядерного бое-
вого заряда, основанного на реакции деления, являются: деля-
щееся вещество (собственно ядерный заряд), отражатель нейтро-
302
нов, заряд обычного взрывчатого вещества и искусственный ис-
।точник нейтронов.
Ядерпые заряды изготовляются из материалов, которые спо-
собны делиться под воздействием нейтронов любых энергий. Та-
кими материалами являются U-235, U-233 и Рн-239. Заряд ядер-
ного горючего до момента взрыва должен находиться в подкри-
тическом состоянии.
Критичность заряда определяется коэффициентом размноже-
ния нейтронов k, под которым понимается среднее значение от-
ношения числа нейтронов, производящих деление в одном поко-
лении, к числу нейтронов, производящих деление в предыдущем
поколении.
При k — 1 каждому нейтрону, производящему деление, соот-
ветствует выход одного вторичного нейтрона, производящего по-
вое деление.
При этом реакции протекают с постоянной скоростью без ла-
винообразного нарастания числа делений. Соответствующая си-
стема называется критической.
Таким образом, считается, что система находится в критиче-
ском состоянии в том случае, если в ней число нейтронов, обра-
зующихся в результате деления, в точности уравновешивается чи-
слом нейтронов, теряемых за счет утечки и поглощения. Масса
вещества, соответствующая этому состоянию системы, называ-
ется критической.
При k < 1 развитие цепной реакции невозможно. Будучи на-
чата, она быстро затухает. Такая система носит название подкри-
тической. Нахождение заряда делящегося вещества в ядерном
боеприпасе в подкритическом состоянии в процессе его эксплуа-
тации делает его безопасным, т. е. исключает возможность ядер-
ного взрыва при случайном попадании в него нейтронов.
Для вызова ядерного взрыва необходимо быстро перевести за-
ряд делящегося вещества из подкритического состояния в над-
критическое (/г>1).
В такой системе число нейтронов, производящих деление, ла-
винообразно нарастает в ходе ядерной реакции, т. е. происходит
взрыв.
Существуют различные методы перевода заряда делящегося
вещества из одного состояния в другое.
Надкритическую массу можно получить, если быстро соеди-
нить два или несколько кусков ядерного горючего, масса каж-
дого из которых меньше критической (рис. 12.9, а). Это можно
сделать взрывом обычного взрывчатого вещества, при котором
один кусок делящегося материала, имеющий массу меньшую, чем
критическая, соединяется с другим таким же куском, закреплен-
ным в противоположном закрытом конце устройства.
Перевод в надкритическое состояние ядерного заряда возмо-
жен также, если тонкую сферическую оболочку из делящегося
Матерна та, цепная реакция деления в которой невозможна из-за
303
большой поверхности, а следовательно, и большой утечки нейтро-
нов, обжать взрывом заряда обычного взрывчатого вещества до
размеров шара с надкритической массой (поверхность при этом
резко уменьшается). Кроме того, под действием продуктов дето-
нации плотность делящегося вещества заметно возрастает. Этот
принцип называется имплозией — взрывом, направленным внутрь
(рис. 12.9,6).
Перевод ядерного заряда из подкритпческого в надкритиче-
ское состояние необходимо производить как можно быстрее, иначе
реакция может начаться уже на границе критической области и
Рис. 12.9. Возможные конструкции ядерного боевого за-
ряда:
« — с получением надкритичпости заряда сближением кхсков
ядерного вещества, б — с получением падкритичностн увеличе-
нием плотности ядерного вещества: / — детонатор; 2 — заряд
взрывчатого вещества; 3—заряд делящегося вещества; 4 — источ-
ник нейтронов; 5 — отражатель нейтронов
взрыв охватит только небольшую часть заряда. Следовательно,
от скорости сближения отдельных частей в значительной степени
зависит полнота протекания реакции и, в конечном счете, мощ-
ность взрыва.
При разработке ядерных зарядов стремятся создать такую
конструкцию, которая обеспечивает наибольший коэффициент ис-
пользования делящегося вещества. С этой целью в ядерных за-
рядах принимают все меры, позволяющие снизить величину кри-
тической массы.
Критическая масса зависит от вида делящегося вещества тате,
для Ри-239 опа при прочих равных условиях значительно меньше,
чем для U-235.
Критическая масса может быть значительно уменьшена если
заряд окружить оболочкой, способной возвращать (отражать)
нейтроны в зон} реакции, т. е. уменьшать их утечку. Для этих
целей в ядерных зарядах имеется отражатель нейтронов. Из
рис. 12.10 видно, что при достаточно толстом отражателе из при-
родного урана или бериллия (~5 см) критическая масса может
быть уменьшена в два раза и более
На величин} критическом массы влияет и форма заряда деля-
щегося вещества Наименьшая утечка нейтронов из системы пао-
304
людается у сферических зарядов Поэтому зарядам делящегося
вещества придают сферическую форму.
Критическая масса может быть уменьшена за счет увеличения
плотности делящегося вещества. Известно, что критическая масса
обратно пропорциональна квадрату плотности делящегося ве-
щества. Если увеличить плотность в два раза, то критическая
масса уменьшится в четыре раза.
Однако для существенного увеличения плотности металлов
(делящихся веществ) требуются очень высокие давления (в не-
сколько миллионов атмосфер).
В имплозивной схеме ис-
пользуются все основные спо
собы снижения величины кри-
тической массы, в том числе и
заметное увеличение плотно-
сти делящегося вещества, по-
этому данная схема наиболее
эффективна и экономична.
Каким образом в момент
обжа гия делящегося вещества
или соединения его частей на-
чинается цепная реакция? Для
первого деления, которое по-
ложило бы начало цепной
реакции, нужен хотя бы один
нейтрон.
Рассчитывать на своевре-
менное начало цепной реакции
Толщина отражателя см
Рис. 12.10. Влияние толщины отража-
теля из железа, урана и бериллия па
величину критической массы сфериче-
ского заряда (93,5%L’-235 + 6,5% L1 238)
при спонтанном делении ядер нельзя, так как это случается сравни-
тельно редко. Нейтронов в космических лучах тоже мало: через
площадку в 1 кв см за 1 сек проходит в среднем около шести
нейтронов. Поэтому для обеспечения безотказности действия
ядерного заряда и ускорения развития цепной ядерной реакции,
а следовательно, для повышения коэффициента использования го-
рючего в ядерных боеприпасах применяют искусственные источ-
ники нейтронов. Они включаются в момент соединения частей за-
ряда (в момент образования сверхкритической массы).
Для решения этой задачи используются малогабаритные им-
пульсные источники нейтронов. Они основаны на использовании
реакции между дейтерием и тритием
(12.3)
Такой источник нейтронов состоит из ионного источника, труб-
ки, наполненной газообразным дейтерием, и мишени.
В источнике образуются ионы дейтерия, которые через вывод-
ной канал попадают в ускоряющий промежуток. Здесь под дей-
ствием электрического поля происходит ускорение ионов дейте-
305
рия. Ускоренные ионы попадают па мишень, где и происходит
реакция между дейтерием и тритием с испусканием нейтронов.
Так как тритий — газ, то мишень представляет собой титановую
или циркониевую пластинку, насыщенную этим газом.
Такие источники нейтронов работают в импульсном режиме
с продолжительностью импульса 1—2 мксек и выходом 104—105
нейтронов в импульсе.
В термоядерных зарядах используется энергия, выде-
ляющаяся при синтезе легких ядер. Необходимым условием осу-
ществления реакции синтеза легких ядер является наличие сверх-
высоких температур.
Для получения высоких температур в термоядерных боепри-
пасах используется энергия деления тяжелых ядер. Температура
и давление в зоне взрыва ядерного заряда оказываются вполне
достаточными для протекания реакции синтеза. Таким образом,
с созданием ядерпых зарядов впервые появилась возможность
инициирования искусственных термоядерных реакций путем под-
жога термоядерной «горючей смеси» ядерным запалом (или де-
тонатором).
Взрыв ядерного детонатора продолжается всего несколько
микросекунд, поэтому в качестве искусственных взрывных тер-
моядерных реакций должны быть выбраны такие, которые проте-
кают с высокой скоростью при температуре в несколько десятков
миллионов градусов.
Изучение термоядерных реакций синтеза показало, что есть
лишь одна реакция, удовлетворяющая этому требованию,— это
реакция между дейтерием и тритием.
Поскольку изотопы водорода являются обязательными состав-
ными частями термоядерного горючего, заряды, в которых осу-
ществляется инициирование реакции синтеза ядерным детонато-
ром, получили название водородных.
Однако дейтериево-тритиевая смесь не удовлетворяет конст-
рукционным и эксплуатационным требованиям к термоядерному
горючему. Для создания сравнительно компактных термоядерных
зарядов и получения высокой концентрации ядер необходимо ис-
пользовать в качестве термоядерного горючего конденсированные
системы (жидкие или твердые). Так, плотность жидкого водорода
равняется 70 кг!м?, т. е. почти в 800 раз выше плотности газа при
атмосферном давлении и комнатной температуре. Однако ис-
пользование сильно сжатого или жидкого водорода сопряжено,
естественно, с рядом дополнительных конструктивных трудно-
стей, например с необходимостью разрушать до взрыва стенки
системы, содержащей жидкий или сжатый водород.
Производство лития не представляет большой трудности: в
земной коре его содержится почти столько же, сколько мед*1
(около О,ОО65°/о по массе).
Образование нейтронов при взрыве ядерного детонатора по-
зволяет осуществить реакцию
306
„Li’ + oW-JP-HHe*.
(12.4)
приводящую к образованию трития, который затем может эффек-
тивно взаимодействовать с дейтерием:
+ + (12,5)
Образующиеся в этой реакции нейтроны имеют энергию около
14 Л4эв. С началом реакции дейтерия с тритием температура в
зоне реакции резко возрастает (до 300 млн. град.), в результате
чего оказываются возможными и другие реакции, например не-
посредственное взаимодействие ядер лития и дейтерия:
' 3Li« + !гР->22Не4. (12.6)
Боевые части с термоядерным зарядом представляют собой
ядерный заряд, заключенный в объем, вокруг которого помещен
термоядерный заряд в виде дейтерида лития, заключенного в
специальный корпус.
Для увеличения мощности взрыва термоядерные боеприпасы
могут иметь оболочку из U 238, который делится под воздейст-
вием быстрых нейтронов, образующихся в некоторых реакциях
। синтеза.
Искусственная термоядерная реакция в боеприпасах сопро-
вождается колоссальным выделением энергии. Водородные бое-
припасы могут быть эквивалентны десяткам миллионов тонн тро-
тила и более.
В современных условиях одними из требований к боевым ча-
стям тактических и стратегических ракет являются высокая на-
дежность действия и малая уязвимость в условиях противоракет-
ной обороны противника. Выполнение этих требований особен-
но важно для ракет с ядерными и термоядерными боевыми ча-
стями.
Стойкость ядерных боевых частей к поражающему действию
противоракеты повышается упрочнением корпуса, маневром бое-
вой части, постановкой специальных экранов, ослабляющих дей-
ствие взрыва, дублированием элементов взрывателыюго устрой-
ства, созданием ложных целей и другими способами.
Уменьшение вероятности поражения противоракетами, как счи-
тают за рубежом, может быть достигнуто применением разделяю-
Вшхся боевых частей.
В США разрабатываются два типа разделяющихся боевых ча-
стей: рассеивающего, или кассетного, типа и разделяющиеся
(многозарядные) боевые части.
Боевые части кассетного типа оснащаются несколькими ядер-
ными неуправляемыми боеголовками, которые па нисходящей
Ветви траектории отделяются от головной части и продолжают
[Полет к цели по разным траекториям. Такие боевые части пред-
|назначены для поражения одной крупноразмерной цели.
307
Разделяющиеся (мпогозарядные) боевые части снаряжаются
несколькими боеголовками, имеющими независимое наведение на
цель. Такая головная часть способна поразить не одну, а не-
сколько целей или способна нанести многократный удар по одной
цели, последовательно направляя на нее боеголовки.
Головная часть такого типа, помимо боеголовки с ядерпым
зарядом, оснащается системой управления и двигательной уста-
новкой, а также средствами преодоления ПРО.
ЛИТЕРАТУРА
1 Алем асов В Е. и др. Теория ракетных двигателей. М, «Машинострое-
ние», 1969.
I 2. Артиллерия и ракеты. Под редакцией Казакова К. П М., Воениздат, 1968.
I 3. Боднер В. А., Козлов М. С. Стабилизация летательных аппаратов и
автопилоты. М Оборонгнз, 1961.
4. Болгарский А В Щукин В. К. Рабочие процессы в жидкостно-реак-
тивных двигателях. М„ Оборопгпз, 1953.
5. Браун бе к В. Основы ядерной физики. М_, Дтомиздат, 1962.
6. Васильев А. П„ Кудрявцев В. ЛА. и др. Основы теории и расчета
жидкостных ракетных двигателей. М„ «Высшая школа», 1967.
7. В ер мп шов Ю X. Основы управления ракетами. М, Воениздат, 1968.
8. Волков Е. Б. Жидкостные ракетные двигатели. ЛА., Воениздат, 1970.
9. Дмитревский А Л., Кошевой В. II Основы теории полета ЛА., Воеи-
нздат, 1964.
10. Дмитревский А А. К а з а к о в цс в В. П н др. Движение ракет. XI,
Воениздат, 1968.
II. Добровольский ЛА. В. Жидкостные ракетные двигатели. М., «Машино-
строение», 1968.
12. Д о б р о л е н с к и 11 Ю П и др. Автоматика управляемых снарядов. М.,
Оборонгнз, 1963.
13. Доу Р. Б. Основы теории современных снарядов. М, «Наука», 1964.
14. Действие ядерного оружия. М. Воениздат, 1963.
15. Евдокимов Б II Противотанковое ракетное оружие. М, Вэениздат, 1964.
16. Жаков А М, Пигулевский Ф Л. Управление баллистическими раке-
тами. ЛА., Воениздат 1965.
17. Кантор А. В. Аппаратура и методы измерения при испытаниях ракет. ЛА.,
Оборонгнз, 1963.
18. Карташев II. В. Боевые неуправляемые ракеты ЛА, Воениздат, 1968.
19 Кочетков В. Т. и др. Теория систем телеуправления и самонаведения
ракет. М , «Наука», 1964.
20. Крысенке Г. Д. Управление ракетными снарядами М. Воениздат, I960.
21. Куров В. Д„ Должанский IO ЛА. Основы проектирования пороховых
ракетных снарядов. М . Оборонгнз, 1961.
22. Кур котки н В. И, Стерлигов В. Л. Самонаведение ракет. ЛА., Воен-
издат, 1963.
23. Конструкция управляемых баллистических ракет. Под редакцией Синю-
кова А. М и Морозова Н. И. ЛА, Воениздат, 1969.
24. Конструирование управляемых снарядов. Под редакцией Пакета А. Е. и
Рамсо С. М. ЛА.. Воепиздаг, 1963.
25. Космонавтика. Маленькая энциклопедия. М., «Советская энциклопедия», 1970.
26. Махин В. А. и др. Динамика жидкостных ракетных двигателей. ЛА., «Ма-
шиностроение», 1969.
Е7 Мелькумов Т. М. и др. Ракетные двигатели. ЛА., «Машиностроение», 1968.
28 Михайлов В А., Науменко И. А. Ядерная физика н ядерное оружие.
ЛА., Воениздат, 1966.
309
29. Морозов П. В. Борьба с воздушно космическими целями. М., Военнзтзт
1967.
30. Нейман М. Б Атомная энергия Изд-во АП СССР, 1961.
31. Нелюбин Л. Л. Иллюстрированный военно-технический словарь. М„ Воен-
издат, 1968.
32. Орлов Б В. Мазинг Г Ю. Термодинамические н баллистические основы
проектирования ракетных двигателей па твердом топливе. М., «Машино-
строение», 1964.
33. Патрике йцев М. В. Пуск управляемых ракет. М, Военнздат, 1963.
34 Перес ада С А. Зенитное управляемое ракетное оружие. М.. Военнздат
1968.
35. Пол о в ко А. М. Основы теории надежности. М., «Наука», 1964.
36. Портативные генераторы нейтронов в ядернон физике. М., Госаюмнзда»
1962 ‘ "
37. Проектирование и испытание баллистических ракет. Под редакцией Варфо-
ломеева В И и Копытова М. И. М, Военнздат, 1970.
38. Пронин Л. Н Баллистические ракеты. М., Военнздат, 1969.
39. Рожков В. В. Ракетные двигатели твердого топлива. М„ Военнздат 1963.
40. Серегин А. В. Жидкие ракетные топлива. М, Военнздат, 1962.
41. Силантьев А. П. Твердые ракетные топлива. М., Воеииздат, 1963.
42. Синярев I Б, Добровольский М. В. Жидкостные ракетные двига-
тели. М , Оборонгиз 1957.
43 Солнышко в 10. С. Оптимизация выбора вооружения. М., Военнздат, 1968.
44 Суриков В Т. Боевое применение ракет М, Военнздат, 1965
45. Типугнн В. II. В ей цель В. А. Радиоуправление. М., «Советское радио»
1962
46. Ч у е в Ю В Крылатые ракеты. М„ Военнздат, 1964.
47. Шапиро Я М., Мазинг Г. IO, Прудников Н Е Теория ракетного
двигателя на твердом топливе. М.. Военнздат, 1966.
48. Ш а п и р о Я. М, Мазнпг Г. Ю., Прудников Н. Е. Основы проекти-
рования ракет на твердом топливе. М., Военнздат, 1968.
49. Шевелю к М. II. Теоретические основы проектирования жидкостных ра-
кетных двигателей. М, Оборонгиз, I960.
50. Шибаев Н. Ф. Борьба с ракетами. М , Военнздат, 1965.
51. Я годк ин В В., Хлебников Г А Гироскопические приборы баллисти-
ческих ракет. М , Военнздат, 1967.
52. Ядерное оружие. М , Военнздат, 1965.
53. Из истории ракетной техники. М_, «Наука», 1964
54. Журналы: „Missiles and Rockets”, „Flight”, „Interavia”, „Aviation Week”,
1965—1969 it.
Стр.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Предисловие ко второму изданию ................................
Глава I. Боевое применение ракетного оружия различного назначения 5
1.1. Из истории развития ракетного оружия..................... —
1.2. Роль и .место ракетного оружия в вооруженной борьбе ....
1.3. Задачи, решаемые ракетами различного назначения .... 8
1.4. Требования, предъявляемые к ракетам различного назначения 13
Глава 2. Основания устройства ракет .............................. 16
2.1. Классификация ракетного оружия........................... —
2.2. Принципиальные схемы ракет ............................. 19
2.3. О порядке проектирования ракет.......................... 21
2.4 Скорость полета ракет................................... 2-э
Глава 3. Общие сведения о дейта тельных установках ракет ......... 30
3.1 Основные конструктивные элементы. Классификация.......
3.2. Параметры ракетных двигателей......................... 31
3.3. Двигательные установки на жидком топливе................ 36
3.4. Двигательные установки па твердом топливе............... 41
3.5. Двигательные установки на гибридном топливе............. 44
3.6. Двигатели на нехимнческом топливе....................... 45
Глава 4 Устройство ракетных двигателей на жидком топливе .... 50
4.1. Камеры двигателей....................................... —
4.2. Топливные баки и система наддува баков.................. 66
4.3. Системы подачи ................... 73
4.4. Системы управления и регулирования...................... 83
Глава 5. Ракетные двигатели иа твердом топливе.................... 90
5 I Процесс горения твердого топлива ....................... —
5.2. Конструкция камеры двигателя ........................... 94
5.3. Топливные заряды и их конструктивные формы.............. 98
5.4. Тепловая защита основных элементов камеры двигателя . . . 102
5.5. Запуск и выключение двигателей......................... 104
5.6. Регулирование тяги по величине и направлению........... 106
Глава 6. Ракетные топлива.......................................... Ш
6.1. Основные понятия. Классификация ........................ —
6.2. Требования к ракетным топливам......................... 112
6.3. Жидкие ракетные топлива................................ 114
6.4. Твердые ракетные топлива .............................. 121
6.5. Перспективные ракетные топлива........................ 124
Глава 7. Некоторые вопросы теории полета ракет................... 126
7.1. Общие положения . . ..............................
7.2. Системы координат, применяемые при изучении движения ракет 131
7.3. Силы и моменты, действующие на ракету в полете.......... 135
7.4 Уравнения движения ракеты .............................. 149
7.5. Устойчивость и управляемость ракеты.................... 158
7.6. Основы теории поправок................................. 162
311
Глава 8 Системы управления ракет.................................
8.1 Назначение и классификация.................... ...........
8.2. Элементы систем управления раке г.........................
8.3. Автопот пые системы управления ...........................
8.4. Системы телеуправления ...................................
8.5 Системы самонаведения...................’.................
Глава 9. Боевые ракеты зарубежных стран .............................
9.1. Ракеты тактического назначения ...........................
9.2. Ракеты стратегического назначения.........................
9.3. Ракеты систем ПВО и ПРО...................................
9.4. Ракеты противолодочной обороны (ПЛО)......................
9.5. Ракетное оружие воздушного боя............................
Глава 10. Наземное оборудование ракетных комплексов зару-
бежных стран . .......... . . . .
10.1. Состав наземного оборудования и требования, предъявляе-
мые к нему.....................................................
10.2. Наземное оборудование ракетных комплексов тактического
назначения ....................................................
10.3. Наземное оборудование ракетных комплексов ракет стратеги-
ческого назначения ............................................
10.4. Песковые средства ракетных комплексов систем ПВО, ПРО
и ПВО кораблей............................. ...................
10.5. Пусковое оборудование ракет воздушного боя...............
Глава 11. Испытание ракет, ракетных двигателей, наземного обору-
дования .............................................................
1I.I. Испытание двигателей.....................................
11 2 Испытание ракет...........................................
11.3. Испытание наземного оборудования ........................
Глава 12 Основы устройства боевых частей.............................
12.1. Общие сведения об устройстве боевых частей ракет.........
12.2. Принципы устройства и действия различных боевых зарядов
12.3. Общие принципы устройства ядерных боевых частей ракет
Литература ...................................................- • • •
Стр.
174
175
184
190
203
209
220
226
237
239
215
247
255
262
267
270
275
288
291
297
302
309
Михаил Николаевич Алешкое, Ипполит Иванович Жуков, Николай
Ванифатьевич Савин. Дмитрий Дмитриевич Кукушкин, Олег Павлович
Марков, Юрий Григорьевич Фомин
ФИЗИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ РАКЕТНОГО ОРУЖИЯ
Редактор В. И. Перемышлее
Обложка художника Афанасьева В. И.
Художественный редактор Прозоровская Р. И.
Технический редактор Н. Я. Макарова
Корректор Т. С. Якимова
Г-14016. Сдано в набор 10.1.72 г. Потпнсаио в печать 26.5.72 г.
Формат бумаги 60Х901 Печ. л. - 191,'.. Усл. печ. л. - 19,5. Уч.-нзд. л. - 19,823
Бумага типографская Г.1 I. Тираж И 000 экз.
Изд. ,Xs 6/2417 Цена 1 р. 19 к. Зак. 622
Ордена Трудового Красного Знамени
Военное издательство Министерства обороны СССР
103160, Москва^ К-160
2-я типография Воениздата
Ленинград, Д-65. Дворцовая пл,, 10