RU2165585C1

RU2165585C1 - Method for flight control of guided vehicle and guided vehicle

Info

Publication number: RU2165585C1
Application number: RU99120045A
Authority: RU
Inventors: Ю.Д. Копылов; П.П. Парфенов; В.Н. Красеньков; Н.И. Гусаров; Л.Ф. Ремнева; С.Г. Лагутичев
Original assignee: Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения"
Priority date: 1999-09-20
Filing date: 1999-09-20
Publication date: 2001-04-20

Abstract

FIELD: flight vehicle equipment. SUBSTANCE: the method consists in control of the flight vehicle by aerodynamic rudders with supply of working gas to its external surface behind the rudders centre of pressure. The flight vehicle has aerodynamic rudders and a source of working gas with a starting device. Through holes connected through ducts to the source of working gas are made in the flight vehicle hull behind the rudders centre of pressure. EFFECT: enhanced flight speed of the flight vehicle without worsening of its controllability. 8 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится в основном к военной технике, в частности, к способам управления полетом управляемых летательных аппаратов, а также к управляемым летательным аппаратам, реализующим данные способы. The invention relates mainly to military equipment, in particular, to methods of controlling the flight of controlled aircraft, as well as to controlled aircraft that implement these methods.

Известен способ управления полетом противотанковой управляемой ракеты (управляемого летательного аппарата) [1] , заключающийся в управлении ею воздушными поворотными рулями и реализованный при управлении полетом противотанковой управляемой ракеты (управляемого летательного аппарата), содержащей поворотные воздушные рули. A known method of controlling the flight of an anti-tank guided missile (guided aircraft) [1], which consists in controlling it with air rotary rudders and implemented when controlling the flight of an anti-tank guided missile (guided aircraft) containing rotary air rudders.

Недостатком данного способа и противотанковой управляемой ракеты (управляемого летательного аппарата) является то, что противотанковая управляемая ракета (управляемый летательный аппарат) во время полета испытывает аэродинамическое сопротивление, в котором присутствует и составляющая от сопротивления трению. Наличие большого аэродинамического сопротивления сопровождается снижением как скорости полета противотанковой управляемой ракеты (управляемого летательного аппарата), так и уменьшением возможной дальности стрельбы (дальности ее полета), т.е. увеличением времени на уничтожение цели и уменьшением возможной зоны ее поражения. Эффективность ухудшается. Особенно существенно снижение скорости полета противотанковой управляемой ракеты (управляемого летательного аппарата), когда расстояние между местом пуска и целью (противником) незначительно (порядка 1-1,5 км). Снижение скорости приводит к увеличению времени полета до цели, и соответственно, увеличивается (из-за небольшого расстояния между местом пуска и противником) вероятность обнаружения противником места пуска и открытия им ответного огня, который может привести к поражению как расчета, так и пусковой установки (или артиллерийского орудия), с которой ведется стрельба. Запоздание даже на несколько десятых долей секунды с поражением цели может решить результат огневого противостояния. Но даже, если цель и будет в конечном итоге поражена, то увеличение времени на ответные действия дает противнику возможность нанести урон как расчету, так и пусковой установке. Эффективность снижается. С увеличением расстояния между местом пуска и целью (противником) вероятность обнаружения места пуска и, соответственно, открытия прицельного огня противником снижается, несмотря на то, что время полета противотанковой управляемой ракеты (управляемого летательного аппарата) до цели увеличивается. Увеличение скорости полета с обеспечением заданной дальности стрельбы возможно за счет увеличения мощности выстреливающего устройства, но это сопровождается повышением веса и габаритов как самого выстреливающего устройства, так и пусковой установки (артиллерийского орудия), что в конечном итоге увеличивает вес и габариты комплекса в целом, снижая этим его маневренность на поле боя и повышая вероятность поражения от огня противника. Также увеличение скорости полета с обеспечением заданной дальности стрельбы возможно за счет увеличения мощности и времени работы реактивного двигателя, но это сопровождается увеличением веса и габаритов реактивного двигателя, а значит и всего комплекса в целом со всеми отрицательными последствиями. Эффективность не возрастает. Поднять скорость можно и за счет уменьшения калибра противотанковой управляемой ракеты (управляемого летательного аппарата), но это обычно сопровождается снижением мощности боевой части. К примеру, бронепробиваемость кумулятивных боевых частей напрямую зависит от калибра. Эффективность не увеличивается. The disadvantage of this method and anti-tank guided missile (guided aircraft) is that the anti-tank guided missile (guided aircraft) during flight experiences aerodynamic drag, in which there is also a component of friction resistance. The presence of a large aerodynamic drag is accompanied by a decrease in both the flight speed of the anti-tank guided missile (guided aircraft) and a decrease in the possible firing range (its flying range), i.e. increasing the time to destroy the target and reducing the possible zone of its destruction. Efficiency is deteriorating. The decrease in the flight speed of an anti-tank guided missile (guided aircraft) is especially significant when the distance between the launch site and the target (enemy) is insignificant (about 1-1.5 km). A decrease in speed leads to an increase in flight time to the target, and, accordingly, increases (due to the small distance between the launch site and the enemy) the probability of the enemy detecting the launch site and return fire, which can lead to defeat of both the calculation and the launcher ( or artillery guns) with which the shooting is conducted. A delay of even a few tenths of a second with a defeat of the target can solve the result of the fire confrontation. But even if the target is ultimately hit, then increasing the time to retaliate gives the enemy the opportunity to inflict damage on both the calculation and the launcher. Efficiency is declining. With increasing distance between the launch site and the target (enemy), the probability of detecting the launch site and, accordingly, the opening of aimed fire by the enemy decreases, despite the fact that the flight time of the anti-tank guided missile (guided aircraft) to the target increases. An increase in flight speed with a given firing range is possible due to an increase in the power of the firing device, but this is accompanied by an increase in the weight and dimensions of both the firing device and the launcher (artillery gun), which ultimately increases the weight and dimensions of the complex as a whole, reducing thereby his maneuverability on the battlefield and increasing the likelihood of defeat from enemy fire. Also, an increase in flight speed with a given firing range is possible due to an increase in the power and operating time of the jet engine, but this is accompanied by an increase in the weight and dimensions of the jet engine, and hence the entire complex as a whole with all negative consequences. Efficiency does not increase. You can increase speed by reducing the caliber of an anti-tank guided missile (guided aircraft), but this is usually accompanied by a decrease in the power of the warhead. For example, the armor penetration of cumulative warheads is directly dependent on the caliber. Efficiency is not increasing.

Наиболее близким к предложенному техническому решению является способ управления полетом летательного аппарата [2], заключающийся в управлении им рулями направления, элеронами, щитками и т.д. (поворотными воздушными рулями) и подаче на его наружную поверхность рабочего газа, который реализуется при управлении полетом летательного аппарата, содержащего рули направления, элероны, щитки и т.д. (поворотные воздушные рули), воздухозаборное устройство (источник рабочего газа) с пусковым устройством, при этом в корпусе летательного аппарата выполнены сквозные отверстия, соединенные с воздухозаборным устройством (источником рабочего газа) каналом. Closest to the proposed technical solution is a method of controlling the flight of an aircraft [2], which consists in controlling them by rudders, ailerons, shields, etc. (rotary air rudders) and the supply on its outer surface of the working gas, which is realized when controlling the flight of an aircraft containing rudders, ailerons, shields, etc. (rotary air rudders), an air intake device (source of working gas) with a starting device, while in the body of the aircraft there are through holes connected to the air intake device (source of working gas) by a channel.

Недостатком этого способа и управляемого летательного аппарата является то, что подаваемый на наружную поверхность управляемого летательного аппарата воздух (рабочий газ) "захватывает" центр давления поворотных воздушных рулей, вызывая этим его смещение. Это ухудшает условия работы поворотных воздушных рулей, т.к. смещение центра давления вызывает ухудшение их управляющей способности и увеличение шарнирного момента. Ухудшение управляющей способности поворотных воздушных рулей требует увеличение их площади и, соответственно, еще более увеличивается шарнирный момент. Увеличение шарнирного момента приводит к необходимости повышения необходимой мощности рулевого привода. Повышение мощности рулевого привода сопровождается увеличением габаритов и веса рулевого привода и источника его энергопитания, что вызывает, в конечном итоге, увеличение габаритов и веса всего управляемого летательного аппарата со всеми вытекающими из этого отрицательными последствиями. Эффективность ухудшается. Ухудшение габаритно-весовых характеристик наиболее существенно для управляемых летательных аппаратов типа управляемых снарядов, особенно малогабаритных. The disadvantage of this method and the controlled aircraft is that the air (working gas) supplied to the outer surface of the controlled aircraft "captures" the center of pressure of the rotary air rudders, causing it to shift. This affects the working conditions of the rotary air rudders, as the displacement of the center of pressure causes a deterioration in their control ability and an increase in the hinge moment. The deterioration of the control ability of the rotary air rudders requires an increase in their area and, accordingly, the hinge moment increases even more. An increase in the hinge moment leads to the need to increase the required power of the steering gear. An increase in the power of the steering gear is accompanied by an increase in the dimensions and weight of the steering gear and its power supply, which ultimately causes an increase in the dimensions and weight of the entire controlled aircraft with all the negative consequences arising from this. Efficiency is deteriorating. The deterioration of overall weight and weight characteristics is most significant for guided aircraft such as guided missiles, especially small ones.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение эффективности за счет повышения скорости полета с улучшением управляемости и габаритно-весовых характеристик. The objective of the invention is to increase efficiency by increasing flight speed with improved handling and overall weight characteristics.

Поставленная задача решается в способе управления полетом управляемого летательного аппарата, заключающимся в управлении им поворотными воздушными рулями и подаче на его наружную поверхность рабочего газа, тем, что во время полета управляемого летательного аппарата подача рабочего газа на его наружную поверхность производится за центром давления поворотных воздушных рулей, при этом подача рабочего газа на наружную поверхность управляемого летательного аппарата может производиться за поворотными воздушными рулями и разнесенно по периметру поперечного сечения корпуса управляемого летательного аппарата, а в управляемом летательном аппарате, содержащем поворотные воздушные рули и источник рабочего газа с пусковым устройством, при этом в корпусе управляемого летательного аппарата выполнены сквозные отверстия, соединенные с источником рабочего газа каналом, в нем сквозные отверстия в корпусе управляемого летательного аппарата, соединенные с источником рабочего газа каналом, выполнены за центром давления поворотных воздушных рулей, при этим сквозные отверстия в корпусе управляемого летательного аппарата, соединенные с источником рабочего газа каналом, могут быть выполнены за поворотными воздушными рулями и разнесенно по периметру поперечного сечения корпуса управляемого летательного аппарата. Источник рабочего газа может быть выполнен в виде баллона с рабочим газом, а его пусковое устройство - в виде электромагнитного клапана, при этом канал, соединяющий источник рабочего газа со сквозными отверстиями в корпусе управляемого аппарата, может быть выполнен в виде зазора между внутренними элементами управляемого аппарата. The problem is solved in the method of controlling the flight of a controlled aircraft, which consists in controlling it with rotary air rudders and supplying working gas to its outer surface, so that during the flight of a controlled aircraft, the working gas is supplied to its outer surface beyond the center of pressure of the rotary air rudders while the supply of working gas to the outer surface of the controlled aircraft can be carried out by rotary air rudders and spaced the cross-sectional dimension of the hull of a controlled aircraft, and in a controlled aircraft containing rotary air rudders and a working gas source with a starting device, while in the casing of a controlled aircraft there are through holes connected to the working gas source by a channel, through holes in it controlled aircraft connected to the working gas source by a channel, made behind the center of pressure of the rotary air rudders, with through holes in rpuse managed aircraft connected to a source of working gas channel may be provided for turning the air rudders and spaced around the perimeter of the cross section of the aircraft body managed. The source of working gas can be made in the form of a cylinder with working gas, and its starting device can be in the form of an electromagnetic valve, while the channel connecting the source of working gas with through holes in the casing of the controlled apparatus can be made in the form of a gap between the internal elements of the controlled apparatus .

Положительный эффект достигается путем уменьшения силы трения с улучшением условий работы поворотных воздушных рулей. A positive effect is achieved by reducing friction with improved working conditions of the rotary air rudders.

Данное техническое решение поясняется чертежами (фиг. 1 - 3). На фиг. 1 изображен управляемый летательный аппарат 1 в виде управляемого снаряда 2 с поворотными воздушными рулями 3 и выстреливающим устройством 4. Выстреливающее устройство в приведенном на чертеже случае выполнено в виде стартового реактивного двигателя 5, но оно может быть и в виде газогенератора, порохового заряда в гильзе (при выстреливании снаряда из ствола) или поршня, под действием сжатого газа выстреливающего управляемый снаряд, и т.д. Цифрами 6 и 7 обозначены рулевой привод и оси поворотных воздушных рулей соответственно. Управляемый снаряд снабжен источником 8 рабочего газа с пусковым устройством 9, а в корпусе 10 управляемого снаряда разнесенно по периметру 11 его поперечного сечения за центром 12 давления поворотных воздушных рулей выполнены сквозные отверстия 13, соединенные с источником рабочего газа каналом 14. В приведенном на чертеже варианте сквозные отверстия в корпусе управляемого снаряда расположены за поворотными воздушными рулями, но они могут быть расположены и непосредственно за центром давления поворотных воздушных рулей, который для снижения шарнирных моментов стремятся "расположить" как можно ближе к оси поворотных воздушных рулей. Пусковое устройство источника рабочего газа, как приведено на чертеже, может взаимодействовать с датчиком старта 15, т. е. обеспечивать автоматическое задействование источника рабочего газа и, соответственно, подачу рабочего газа на наружную поверхность управляемого летательного аппарата, в данном случае управляемого снаряда. Предложенное техническое решение может быть использовано и в пилотируемых управляемых летательных аппаратах, например, самолетах. Тогда "включение" источника рабочего газа может осуществлять пилот самолета или же это "включение", как и в описанном выше варианте, будет осуществляться автоматически, при запуске двигателя самолета или при его взлете. Источник рабочего газа, как приведено на фиг. 1 и 2, может быть выполнен в виде баллона 16 с рабочим газом (сжатым или сжиженным), например, азотом или воздухом, а его пусковое устройство - в виде электромагнитного клапана 17. Он может быть выполнен и в виде химического генератора, вырабатывающего рабочий газ, например, при взаимодействии двууглекислого натрия с кислотой. В этом случае пусковое устройство обеспечивает срабатывание химического генератора. Источник рабочего газа также может быть выполнен и в виде воздухозаборного устройства, в котором целесообразно иметь один воздухозаборник, расположенный по оси управляемого летательного аппарата, в данном случае управляемого снаряда. При этом вход в воздухозаборное устройство во время эксплуатации и хранения (до стрельбы) может быть как постоянно открыт, так и закрыт съемной заглушкой. Воздухозаборник может быть закрыт и заглушкой, автоматически отстреливаемой или перемещаемой в сторону с обеспечением "открытия" проходного канала воздухозаборного устройства перед стрельбой или в первоначальный момент полета управляемого снаряда. В этом случае механизм автоматического "открытия" воздухозаборного устройства выполняет функцию пускового устройства. Канал 14, выходящий из источника рабочего газа, имеет ответвления 18, идущие к сквозным отверстиям в корпусе управляемого снаряда. При этом ответвления могут идти как к каждому сквозному отверстию, так и, например, как изображено на фиг. 3, к нескольким сразу (двум, трем и т.д.), в зависимости от конкретной конструкции. Наиболее целесообразно группировать сквозные отверстия по два в группе, т.к. при этом достигается наиболее равномерное распределение поступающего рабочего газа между ними. Сквозные отверстия 13 в корпусе управляемого снаряда могут выполняться как в виде круглых отверстий, так и, например, как приведено на фиг. 2, 3, в виде щелей 19, расположенных большей стороной по периметру поперечного сечения управляемого снаряда. Выполнение сквозных отверстий в виде щелей дает более равномерное распределение рабочего газа по поверхности управляемого снаряда при его подаче во время полета. В качестве датчика старта (при электрической системе срабатывания пускового устройства источника рабочего газа) может быть использован, например, как показано на фиг. 1 - 3, инерционный замыкатель 20, срабатываемый от стартовых перегрузок во время старта управляемого снаряда. Он может быть выполнен в виде газового замыкателя, замыкающего свои рабочие контакты от воздействия пороховых газов выстреливающего устройства. При электрической системе срабатывания выстреливающего устройства датчик старта может быть и в виде ответвления от электроцепи его задействования и идущего к пусковому устройству (электромагнитному клапану, системе "открытия" воздухозаборного устройства и т.д.) источника рабочего газа (баллона, воздухозаборного устройства и т.д.), обеспечивая этим их совместное срабатывание. Следует отметить, что при выстреливании управляемого снаряда из ствола необходимо относительно начала движения управляемого снаряда по стволу давать временной интервал на покидание ствола управляемым снарядом и только после этого "давать команду" на срабатывание пускового устройства источника рабочего газа. При выполнении источника рабочего газа в виде воздухозаборного устройства с постоянно открытым входным отверстием функцию его пускового устройства с датчиком старта в этом случае выполняет сам управляемый снаряд, получающий силовой импульс от выстреливающего устройства и начинающий движение вперед (старт управляемого снаряда), т.е. с началом полета управляемого снаряда обеспечивается автоматическое поступление рабочего газа (воздуха) из его источника (воздухозаборного устройства). Канал 14, соединяющий источник рабочего газа со сквозными отверстиями в корпусе управляемого снаряда, если в корпусе управляемого снаряда отсутствуют сквозные отверстия, кроме тех, к которым подведен этот канал, может быть выполнен в виде зазора 21 между внутренними элементами 22 управляемого снаряда. This technical solution is illustrated by drawings (Fig. 1 - 3). In FIG. 1 shows a controlled aircraft 1 in the form of a guided projectile 2 with rotary air rudders 3 and a firing device 4. The firing device in the case shown in the drawing is made in the form of a starting jet engine 5, but it can also be in the form of a gas generator, a powder charge in a sleeve ( when firing a projectile from a barrel) or a piston, under the action of compressed gas firing a guided projectile, etc. The numbers 6 and 7 indicate the steering gear and the axis of the rotary air rudders, respectively. The guided projectile is equipped with a working gas source 8 with a starting device 9, and through the perimeter 11 of its cross section spaced apart from the center 12 of the rotary air rudder pressure 12, through holes 13 are connected to the working gas source by channel 14. In the embodiment shown the through holes in the body of the guided projectile are located behind the rotary air rudders, but they can also be located directly behind the center of pressure of the rotary air rudders, which for reduced They want to “arrange” the hinged moments as close as possible to the axis of the rotary air rudders. The trigger device for the source of working gas, as shown in the drawing, can interact with the start sensor 15, i.e., provide automatic activation of the source of working gas and, accordingly, the supply of working gas to the outer surface of a controlled aircraft, in this case, a guided projectile. The proposed technical solution can be used in manned controlled aircraft, for example, aircraft. Then the “inclusion” of the source of working gas can be carried out by the pilot of the aircraft, or this “inclusion”, as in the embodiment described above, will be carried out automatically when the aircraft engine starts or when it takes off. The source of working gas, as shown in FIG. 1 and 2, can be made in the form of a cylinder 16 with a working gas (compressed or liquefied), for example, nitrogen or air, and its starting device is in the form of an electromagnetic valve 17. It can also be made in the form of a chemical generator generating working gas , for example, in the interaction of sodium bicarbonate with acid. In this case, the starting device provides the operation of the chemical generator. The source of working gas can also be made in the form of an air intake device, in which it is advisable to have one air intake located along the axis of a controlled aircraft, in this case a guided projectile. At the same time, the entrance to the air intake device during operation and storage (before firing) can be either constantly open or closed with a removable plug. The air intake can also be closed with a plug automatically fired or moved to the side with the provision of "opening" the passage channel of the air intake device before firing or at the initial moment of flight of the guided projectile. In this case, the mechanism of automatic "opening" of the air intake device serves as a starting device. Channel 14, emerging from the source of the working gas, has branches 18 going to the through holes in the body of the guided projectile. In this case, branches can go both to each through hole, and, for example, as shown in FIG. 3, to several at once (two, three, etc.), depending on the particular design. It is most advisable to group through holes two in a group, as this ensures the most uniform distribution of the incoming working gas between them. The through holes 13 in the guided projectile body can be made in the form of round holes, and, for example, as shown in FIG. 2, 3, in the form of slots 19, located on the larger side around the perimeter of the cross section of the guided projectile. The implementation of through holes in the form of slots gives a more uniform distribution of the working gas on the surface of the guided projectile when it is supplied during the flight. As a start sensor (with an electric triggering system of a starting device for a working gas source), it can be used, for example, as shown in FIG. 1 - 3, the inertial contactor 20, triggered from the starting overload during the launch of a guided projectile. It can be made in the form of a gas contactor, closing its working contacts from the effects of the powder gases of the firing device. In the case of an electric actuation system for a firing device, the start sensor can also be in the form of a branch from the electric circuit of its activation and a source of working gas (cylinder, air intake device, etc.) going to the starting device (electromagnetic valve, “opening” system of the air intake device, etc.). d.), thereby ensuring their joint operation. It should be noted that when firing a guided projectile from the barrel, it is necessary, relative to the start of movement of the guided projectile along the barrel, to give a time interval for leaving the barrel with a guided projectile and only after that “give a command” to trigger the trigger of the working gas source. When the working gas source is in the form of an air intake device with a constantly open inlet, the function of its launching device with a start sensor in this case is performed by the guided projectile itself, which receives a power pulse from the firing device and begins to move forward (start of the guided projectile), i.e. with the beginning of the flight of a guided projectile, the automatic supply of working gas (air) from its source (air intake device) is ensured. The channel 14 connecting the working gas source with through holes in the guided projectile body, if there are no through holes in the guided projectile body, except those to which this channel is connected, can be made in the form of a gap 21 between the internal elements 22 of the guided projectile.

Управляемый летательный аппарат, в данном случае управляемый снаряд, работает следующим образом. Управляемый снаряд с выстреливающим устройством устанавливают на пусковую установку или же в ствол артиллерийского орудия (в зависимости от конструкции управляемого снаряда) и готовят к стрельбе. Далее подают команду на стрельбу и задействуют выстреливающее устройство. Управляемый снаряд получает силовой импульс от выстреливающего устройства (стартового двигателя, газогенератора, порохового заряда в гильзе и т.д.) и начинает двигаться вперед. Перед стартом управляемого снаряда или в первоначальный момент его полета включают пусковое устройство источника рабочего газа и рабочий газ по каналу поступает на наружную поверхность управляемого снаряда за центром давления поворотных воздушных рулей. Поступающий на наружную поверхность летящего управляемого снаряда рабочий газ обволакивает управляемый снаряд, создавая "смазывающий" слой между обтекающим управляемый снаряд воздухом и самим управляемым снарядом, что дает возможность снизить трение. При этом поступающий на наружную поверхность рабочий газ не влияет на условия работы поворотных воздушных рулей, т.к. он не попадает на наиболее чувствительную в аэродинамическом плане часть поворотного руля - его центр давления, смещение которого ведет к увеличению шарнирного момента руля (центр давления руля для уменьшения шарнирного момента и, соответственно, уменьшения необходимой мощности рулевого привода стремятся "расположить" как можно ближе к оси руля). Увеличение мощности рулевого привода приводит к увеличению габаритов и веса рулевого привода и его источника энергопитания со всеми вытекающими из этого отрицательными последствиями, что не способствует повышению эффективности. После пролета управляемым снарядом расстояния порядка 1 - 1,5 км, пересчитанное в контрольное время, т.е. время, за которое снаряд гарантированно пролетает это расстояние, может быть прекращена подача рабочего газа на боковую поверхность управляемого снаряда. Если предложенное техническое решение используется в пилотируемых управляемых летательных аппаратах (самолетах и т.д.), "включение" источника рабочего газа может осуществлять пилот как перед взлетом, так и в процессе полета, в зависимости от обстоятельств. A guided aircraft, in this case a guided projectile, operates as follows. A guided projectile with a firing device is installed on the launcher or in the barrel of an artillery gun (depending on the design of the guided projectile) and is prepared for firing. Next, they give a command to shoot and use a firing device. A guided projectile receives a power impulse from a firing device (starting engine, gas generator, powder charge in a sleeve, etc.) and begins to move forward. Before the start of the guided projectile or at the initial moment of its flight, the starting source of the working gas is turned on and the working gas is supplied through the channel to the outer surface of the guided projectile beyond the center of pressure of the rotary air rudders. The working gas entering the outer surface of the flying guided projectile envelops the guided projectile, creating a “lubricating” layer between the air flowing around the guided projectile and the guided projectile itself, which makes it possible to reduce friction. At the same time, the working gas supplied to the outer surface does not affect the working conditions of the rotary air rudders, since it does not fall on the most aerodynamically sensitive part of the steering wheel — its center of pressure, the displacement of which leads to an increase in the hinge moment of the rudder (the center of pressure of the rudder, to reduce the hinge moment and, accordingly, reduce the required power of the steering drive, tends to be “located” as close to steering axis). An increase in the power of the steering drive leads to an increase in the size and weight of the steering drive and its power source with all the negative consequences that result from this, which does not contribute to increased efficiency. After flying with a guided projectile, distances of the order of 1 - 1.5 km, counted in the control time, i.e. the time during which the projectile is guaranteed to fly this distance, the supply of working gas to the side surface of the guided projectile can be stopped. If the proposed technical solution is used in manned controlled aircraft (airplanes, etc.), the pilot can "turn on" the source of working gas both before takeoff and during the flight, as the case may be.

Снабжение управляемого летательного аппарата источником рабочего газа с пусковым устройством, а в корпусе управляемого летательного аппарата выполнение сквозных отверстий, соединенных с источником рабочего газа, за центром давления поворотных воздушных рулей позволяет снизить сопротивление трения, что снижает суммарное аэродинамическое сопротивление. Поднимается скорость управляемого летательного аппарата (уменьшается время на поражение цели, если данное техническое решение используется в управляемых снарядах и ракетах) и увеличивается возможная дальность полета (увеличивается возможная зона поражения цели). При этом улучшаются условия работы поворотных воздушных рулей. Это объясняется тем, что подаваемый на наружную поверхность управляемого летательного аппарата рабочий газ не попадает на наиболее чувствительную в аэродинамическом плане часть поворотных воздушных рулей - их центр давления. Повышается управляемость управляемого летательного аппарата и появляется возможность снизить необходимую площадь этих рулей, а значит и мощность их привода и источника энергопитания. Улучшаются габаритно-весовые характеристики. Все это повышает эффективность. Подача рабочего газа на наружную поверхность управляемого летательного аппарата за поворотными воздушными рулями еще более повышает его управляемость и скорость, т.к. в этом случае подаваемый на наружную поверхность рабочий газ не попадает на поворотные воздушные рули. Незначительное снижение охватываемой "смазывающим" слоем рабочего газа наружной поверхности управляемого летательного аппарата и, соответственно, возможное снижение скорости компенсируется повышением управляемости, которое позволяет снизить габариты и вес рулевого привода и источника его энергопитания, а значит и всего управляемого аппарата. Следовательно, при одной и той же двигательной установке управляемый летательный аппарат с уменьшенными габаритами и весом (за счет уменьшения габаритов и веса рулевого привода и источника его энергопитания) получает дополнительное повышение скорости. Эффективность возрастает. При подаче рабочего газа на наружную поверхность управляемого летательного аппарата разнесенно по периметру поперечного сечения его корпуса рабочий газ более равномерно распределяется по наружной поверхности, снижая этим трение. Скорость управляемого летательного аппарата увеличивается. Эффективность возрастает. Наиболее целесообразно применять предложенное техническое решение для управляемых снарядов, особенно малогабаритных, и имеющих аэродинамическую схему "утка". Подача рабочего газа на наружную поверхность управляемого летательного аппарата (управляемого снаряда) в течение контрольного времени полета, соответствующего гарантированному пролету управляемым летательным аппаратом (управляемым снарядом) расстояния порядка 1-1,5 км от места старта, позволяет поднять скорость управляемого летательного аппарата (управляемого снаряда) на участке, наиболее опасном с точки зрения возможного обнаружения противником места пуска и, соответственно, снизить время на его возможные ответные действия (открытие ответного огня или же укрытие за каким-либо защитным сооружением, складками местности и т.д.). Выигрыш по времени на этом расстоянии (порядка 1 - 1,5 км) даже в несколько десятых долей секунды может решить исход поединка. При расстоянии между местом пуска и целью более 1 - 1,5 км, несмотря на увеличение времени на ответные действия, вероятность обнаружения противником места пуска управляемого летательного аппарата (управляемого снаряда), из-за увеличения расстояния, уменьшается. Обеспечение подачи рабочего газа в течение контрольного времени, гарантирующего пролет управляемым летательным аппаратом (управляемым снарядом) расстояния порядка 1 - 1,5 км, может быть обеспечено, например, объемом рабочего газа (сжатого или сжиженного), находящимся в баллоне, или же временем работы химического генератора, вырабатывающего рабочий газ, и является наиболее простым, что повышает надежность, а значит и эффективность. При этом уменьшаются необходимые габариты и вес источника рабочего газа (баллона, химического генератора и т.д.), что снижает габариты и вес всего управляемого летательного аппарата (управляемого снаряда), еще более повышая эффективность. В качестве рабочего газа могут быть использованы азот, углекислый газ, воздух и т.д., а также специальная газовая смесь, снижающая сопротивление трения. Следует также отметить, что рабочий газ должен быть оптически прозрачным, т. к. в противном случае он будет демаскировать место пуска управляемого летательного аппарата (управляемого снаряда), что снижает эффективность. Выполнение источника рабочего газа в виде баллона с рабочим газом дает возможность использовать в качестве рабочего газа специальную газовую смесь, снижающую сопротивление трения, а значит еще более поднять скорость управляемого летательного аппарата (управляемого снаряда), что повышает эффективность. Выполнение канала, соединяющего источник рабочего газа со сквозными отверстиями в корпусе управляемого летательного аппарата (управляемого снаряда) в виде зазора между внутренними элементами управляемого летательного аппарата (управляемого снаряда) значительно упрощает предложенную конструкцию управляемого летательного аппарата (управляемого снаряда), что повышает его надежность, а значит и эффективность. Providing a controlled aircraft with a source of working gas with a starting device, and in the body of a controlled aircraft making through holes connected to a source of working gas behind the center of pressure of the rotary air rudders reduces friction resistance, which reduces the total aerodynamic resistance. The speed of a controlled aircraft is increased (time to hit a target is reduced if this technical solution is used in guided missiles and missiles) and the possible range is increased (the possible target hit zone is increased). This improves the working conditions of the rotary air rudders. This is due to the fact that the working gas supplied to the outer surface of the controlled aircraft does not fall on the most aerodynamically sensitive part of the rotary air rudders - their pressure center. The controllability of the controlled aircraft increases and it becomes possible to reduce the required area of these rudders, and hence the power of their drive and power supply. Overall weight characteristics are improving. All this improves efficiency. The supply of working gas to the outer surface of the controlled aircraft behind the rotary air rudders further increases its controllability and speed, since in this case, the working gas supplied to the outer surface does not enter the rotary air rudders. A slight decrease in the outer surface of the controlled aircraft covered by the “lubricating” layer of working gas and, accordingly, a possible decrease in speed is compensated by an increase in controllability, which reduces the dimensions and weight of the steering gear and its power source, and therefore the entire controllable device. Consequently, with the same propulsion system, a controlled aircraft with reduced dimensions and weight (due to a decrease in the dimensions and weight of the steering gear and its power supply) receives an additional increase in speed. Efficiency is increasing. When the working gas is supplied to the outer surface of the controlled aircraft, the working gas is more evenly distributed along the outer surface spaced along the perimeter of its hull, thereby reducing friction. The speed of the controlled aircraft increases. Efficiency is increasing. It is most advisable to apply the proposed technical solution for guided missiles, especially small-sized, and having an aerodynamic configuration of "duck". The supply of working gas to the outer surface of a controlled aircraft (guided projectile) during a control flight time corresponding to a guaranteed flight of a controlled aircraft (guided projectile) of a distance of the order of 1-1.5 km from the launch site, allows you to increase the speed of a guided aircraft (guided projectile) ) on the site, the most dangerous from the point of view of the possible detection by the enemy of the launch site and, accordingly, reduce the time for his possible response actions (open return fire or shelter of any protective structure, the terrain, etc.). Winning in time at this distance (of the order of 1 - 1.5 km), even in a few tenths of a second, can decide the outcome of the match. With a distance between the launch site and the target of more than 1 - 1.5 km, despite the increase in the time for response, the probability of the enemy finding the launch site of a controlled aircraft (guided projectile), due to the increase in distance, decreases. Ensuring the supply of working gas during a control time, guaranteeing the passage of a distance of the order of 1 - 1.5 km by a controlled aircraft (guided projectile), can be provided, for example, by the volume of working gas (compressed or liquefied) in the cylinder, or by the operating time chemical generator that produces a working gas, and is the most simple, which increases reliability, and hence efficiency. At the same time, the necessary dimensions and weight of the source of the working gas (cylinder, chemical generator, etc.) are reduced, which reduces the dimensions and weight of the entire controlled aircraft (guided projectile), further increasing efficiency. As the working gas can be used nitrogen, carbon dioxide, air, etc., as well as a special gas mixture that reduces friction. It should also be noted that the working gas must be optically transparent, because otherwise it will unmask the launch site of the guided aircraft (guided projectile), which reduces efficiency. The implementation of the source of the working gas in the form of a cylinder with the working gas makes it possible to use a special gas mixture as a working gas, which reduces friction resistance, and therefore even further increase the speed of a controlled aircraft (guided projectile), which increases efficiency. The implementation of the channel connecting the source of working gas with through holes in the body of a controlled aircraft (guided projectile) in the form of a gap between the internal elements of a controlled aircraft (guided projectile) greatly simplifies the proposed design of a controlled aircraft (guided projectile), which increases its reliability, and meaning efficiency.

Предложенное техническое решение позволяет поднять эффективность за счет повышения скорости полета с улучшением управляемости и габаритно-весовых характеристик, которое достигается снижением силы трения с улучшением условий работы поворотных воздушных рулей. Оно может быть использовано как в беспилотных, так и в пилотируемых управляемых летательных аппаратах. The proposed technical solution allows to increase efficiency by increasing flight speed with improved controllability and overall weight characteristics, which is achieved by reducing friction with improved working conditions of rotary air rudders. It can be used both in unmanned and manned guided aircraft.

Источники информации
1. А. Н. Латухин. "Противотанковое вооружение". М., Воениздат, стр. 192-208, рис. 43.Sources of information
1. A. N. Latukhin. "Anti-tank weapons." M., Military Publishing, pp. 192-208, Fig. 43.

2. Россия, патент N 2033945 (з-ка N 5037896 от 22.05.92), МПК 7 В 64 39/10. 2. Russia, patent N 2033945 (part N 5037896 from 05.22.92), IPC 7 B 64 39/10.

Claims

1. The method of controlling the flight of a controlled aircraft, which consists in controlling it with rotary air rudders and supplying working gas to its outer surface, characterized in that during the flight of a controlled aircraft, working gas is supplied to its outer surface beyond the center of pressure of the rotary air rudders.

2. The flight control method of a controlled aircraft according to claim 1, characterized in that the working gas is supplied to its outer surface behind the rotary air rudders.

3. The flight control method of a controlled aircraft according to claims 1 and 2, characterized in that the supply of working gas to its outer surface is spaced apart along the perimeter of the cross section of the hull of the controlled aircraft.

4. A controlled aircraft comprising rotary air rudders and a working gas source with a starting device, wherein through holes in the body of the controlled aircraft are made through holes connected to the working gas source by a channel, characterized in that the through holes in the body of the controlled aircraft are connected to the working gas source is a channel made behind the center of pressure of the rotary air rudders.

5. The controlled aircraft according to claim 4, characterized in that the through holes in the body of the controlled aircraft connected to the working gas source by a channel are made behind rotary air wheels.

6. A controlled aircraft according to claim 4 or 5, characterized in that the through holes in the body of the controlled aircraft connected to the working gas source by a channel are spaced apart along the perimeter of the cross section of the body of the controlled aircraft.

7. A controlled aircraft according to any one of paragraphs.4 to 6, characterized in that the source of the working gas is made in the form of a cylinder with working gas, and its starting device is in the form of an electromagnetic valve.

8. A controlled aircraft according to any one of claims 4 to 7, characterized in that the channel connecting the working gas source with through holes in the body of the controlled aircraft is made in the form of a gap between the internal elements of the controlled aircraft.