В ракетном двигателе струя истекающих газов формируется в сопловой, сначала сужающейся, а затем расширяющейся ча­сти камеры. Скорость текущих вдоль сопла газов постепенно на­растает, а давление соответственно падает. Возникает вопрос, где следует провести границу между отбрасываемыми газами и тем предметом, который мы будем называть ракетой.

Такое разделение можно произвести различными способами, но предпочтительным будет тот, который даст наибольшие удоб­ства для определения действующих сил.

Самое простое и очевидное - это отделить струю истекаю­щих газов по крайнему срезу сопла, а все то, что находится в пределах внешней поверхности корпуса и плоскости среза, и считать ракетой (рис. 1.3).

Отделяя мысленно, часть механической системы, мы, в со­ответствии с правилами механики, обязаны заменить действие отброшен­ной части на оставшуюся силами взаимодействия. По­скольку окружающая среда нами пока не рассматривается, мы заменяем ее действие на ракету невозмущенным атмосферным давлением р h , распределенным по внешней поверхности. Отбра­сывая струю газов, мы также должны заменить ее действие на оставшуюся по другую сторону сечения массу давлением, которое возникает в струе на срезе сопла. Это давление принято обозначать через р а (рис. 1.3). Оно не обязательно равно атмосферному и может быть как больше, так и меньше его.

Теперьостается условиться о том, что же следует понимать под тягой двигателя. Для ракеты это та движущая сила, перво­причину возникновения которой мы усматриваем в работе двигателя. Она обладает тем удобным свойством, что может быть непосредственно замерена на стенде (рис. 1.4).

Рис. 1.3. К выводу формулы тяги.

Для закре­пленной ракеты сила тяги уравновешивается реакцией связи R , равной тяге Р. Поэтому ускорение равно нулю, и уравнение движения для точки переменной массы (1.4) примет вид

где S a - площадь выходного сечения сопла, а W а - скорость истечения по­тока в этом сечении.

Рис. 1.4. Силы, действующие на закрепленную ракету.

Так как R = P , то тяга

Следует особо подчеркнуть, что под давлением р понимается исключительно барометрическое давление окружающей среды, но не истинное давление на поверхности ракеты, значение и закон распределения которого зависят от условий обтекания. Все добавочные силы, связанные со скоростью полета в атмосфере, относятся к категории аэродинамических и в выражение тяги не включаются.

Выражение для тяги на высоте h получим в окон­чательном виде:

Для стартующей с поверхности Земли ракеты тяга непрерывно возрастает от своего начального значения

(где р о - давление у поверхности Земли) до наибольшего зна­чения, называемого пустотной тягой -

(1.6)

Отличие стартовой тяги от пустотной определяется площадью выходного сечения сопла и для реальных двигателей лежит в пределах 10 - 15%.

После того как введено понятие тяги, мы получаем возмож­ность написать уравнение для поступательного движения ра­кеты в обычной форме закона Ньютона (1.1):

Здесь М - текущее значение массы ракеты, а под знак суммы вынесены составляющие не рассмотренных нами пока сил, та­ких как аэродинамическое сопротивление и вес ракеты.

Итак, истекающую струю газов мы отделили от ракеты пло­скостью, проходящей через выходное сечение сопла. Но как было сказано ранее, это не единственное решение. В частности, раз­деление можно произвести по внутренней поверхности камеры, заменив действие отброшенных газов на стенки камеры некото­рым изменяющимся вдоль оси давлением р г , приводящим к воз­никновению результирующей силы Р г (рис. 1.5). Нетрудно дога­даться, что результирующая Р г как раз и представляет собой пустотную тягу Р п, из которой для определения тяги на высоте h следует вычесть произведение S a p h ,т. е.

(1.7)

Таким образом, пустотная тяга представляет собой резуль­тирующую сил давления, распределенных по внутренней поверх­ности камеры. В дальнейшем мы увидим, что это давление не зависит ниот скорости полета, ни от условий окружающей среды, и поэтому пустотная тяга представляет собой одну из основных характеристик собственно самого двигателя, а не условий полета.

Часто выражение тяги в пустоте записывают в форме реактивной силы

где W е - так называемая эффективная скорость истечения.

Рис.1.5. Распределение сил давления по поверхности ракеты и по внутренней поверхности камеры.

Из сопоставления выражений (1.6) и (1.8) следует, что эф­фективная скорость истечения

(1.9)

Основной особенностью эффективной скорости истечения яв­ляется то, что она не зависит от секундного расхода , посколь­ку, как это будет показано позже, давление р а на выходе из сопла пропорционально , а сама скорость истечения W a также отрасхода не зависит (правда, в некоторых определенных пре­делах). В реально существующих двигателях эффективная скорость истечения превышает действительную примерно на 10-15%.

В заключение можно отметить, что при выводе выражения тяги нами были сделаны некоторые замаскированные упроще­ния. Ускорение закрепленной на стенде ракеты мы приняли равным нулю. Между тем центр масс ракеты вследствие сгора­ния топлива смещается. Поэтому уравнение равновесия следо­вало бы, строго говоря, заменить уравнением движения, введя производные от координаты центра масс по времени. Рассматривая пустотную тягу как равнодействующую сил внутрикамерного давления р г, мы пренебрегли тягой, создаваемой жидким топливом при впрыске в камеру. Наконец, масса находящихся в камере газов должна либо включаться, либо не включаться в общую массу ракеты М, смотря по тому, где проводится по­верхность, отделяющая ракету от отбрасываемого рабочего тела. Учет перечисленных особенностей, однако, приводит к со­вершенно ничтожным числовым поправкам, и ими с полным основанием пренебрегают.

Турбореактивный двигатель. Вместо вращения винта самолета, теплохода или ротора электрогенератора газовая турбина может быть использована как реактивный двигатель. Воздух и продукты горения выбрасываются из газовой турбины с большой скоростью. Реактивная сила тяги, возникающая при этом, может быть использована для движения самолета, теплохода или железнодорожного состава.

Основное отличие турбореактивного двигателя от турбовинтового заключается в том, что в нем газовая турбина используется лишь для приведения в действие воздушного компрессора и отнимает у газовой струи, выходящей из камеры сгорания, лишь небольшую часть энергии. В результате газовая струя имеет на выходе из турбины высокую скорость и создает реактивную силу тяги.

Успешное использование турбореактивных двигателей в авиации началось в 40-х годах созданием реактивных истребителей, а первый в нашей стране реактивный пассажирский самолет ТУ-104 вышел на линию Москва - Иркутск в 1956 г. (см. цветную вклейку III).

Турбореактивными двигателями оборудованы известные всему миру самолеты ИЛ-62, ТУ-154 и первый в мире сверхзвуковой пассажирский самолет ТУ-144 (рис. 41). Четыре его двигателя общей мощностью обеспечивают скорость полета полетная масса самолета 180 т.

Мощность и сила тяги турбореактивного двигателя может быть значительно увеличена за счет использования режима форсажа. С этой целью в струю горячего газа, выходящего из турбины, впрыскивается топливо. Так как в струе горячего газа, выходящего из турбины, имеется большое количество кислорода, происходит горение топлива. В результате этого процесса, называемого дожиганием, температура, давление и, следовательно, скорость истечения газовой струи повышаются. За счет такого режима работы сила тяги двигателя кратковременно может быть увеличена на 25-30 % на малых скоростях и до 70% при больших скоростях полета.

Рис. 41. Первый турбореактивный пассажирский сверхзвуковой самолет ТУ-144

Форсажными камерами позади турбины обычно оборудуются реактивные двигатели истребителей (см. цветную вклейку III). Имеются такие камеры и у двигателей самолета ТУ-144.

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель. Самолетный реактивный двигатель может быть устроен и значительно проще, без компрессора и газовой турбины, так как при большой скорости движения самолета надобность в компрессоре отпадает. Повышения давления воздуха перед камерой сгорания можно добиться выбором формы воздухозаборника и камеры сгорания (рис. 42).

Если площадь поперечного сечения воздушного потока у входа двигателя меньше, чем у камеры сгорания, то скорость движения воздуха в камере сгорания меньше, чем у входа, так как за единицу времени через поперечное сечение двигателя должно проходить одно и то же количество воздуха. Согласно закону Бернулли в том участке трубы, где скорость движения газа меньше, давление выше.

Рис. 42. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Впрыскивание и сжигание горючего повышает температуру и давление воздуха в камере сгорания, и он выходит из камеры сгорания с большой скоростью. Скорость истечения горячего воздуха к продуктов горения повышается еще и за счет уменьшения площади поперечного сечения отверстия на выходе, поэтому скорость газов на выходе из двигателя значительно превышает по абсолютной величине скорость движения самолета относительно воздуха

Так как скорость воздуха относительно самолета на выходе двигателя равна скорости движения самолета относительно воздуха, то в результате работы реактивного двигателя в системе отсчета, связанной с самолетом, некоторое количество воздуха массой попадает в двигатель со скоростью а выбрасывается из него со скоростью следовательно, его импульс изменяется на величину Импульс самолета согласно закону сохранения импульса изменяется на величину, равную по абсолютному значению, но противоположную по направлению. Это изменение импульса самолета вызывается реактивной силой отдачи газовой струи.

Реактивные двигатели рассмотренного типа называются прямоточными воздушн еактивными двигателями.

При таких серьезных достоинствах, как простота устройства и малые размеры, широкому применению прямоточных воздушно-реактивных двигателей в авиации препятствует необходимость предварительного разгона самолета с помощью двигателей другого типа. Этого недостатка не имеет пульсирующий воздушно-реактивный двигатель.

Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель. Главное отличие пульсирующего воздушн еактивного двигателя от прямоточного заключается в применении специальных клапанов в камере сгорания со стороны входа воздуха (рис. 43). Клапаны закрываются, если давление в камере сгорания превышает давление набегающего потока воздуха, и открываются, если давление в камере сгорания становится меньше давления набегающего потока воздуха. Это позволяет работать без предварительного разгона самолета.

При впрыскивании и поджигании порции топлива температура и давление воздуха в камере сгорания резко повышаются, клапаны со стороны воздухозаборника в это время закрыты. Расширение нагретого воздуха и продуктов горения приводит к выбросу струи горячих газов через открытое

Рис. 43. Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель

Рис. 44. Реактивный двигатель на твердом топливе

сопло двигателя и созданию реактивной силы. Так как доступа новым порциям воздуха в камеру сгорания в это время нет и подача топлива прекратилась, горение прекращается и давление в камере сгорания резко уменьшается. Это приводит к открыванию клапанов со стороны воздухозаборника и поступлению порции воздуха. В этот момент в камеру впрыскивается горючее. Сжигание новой порции горючего приводит вновь к повышению давления в камере, клапаны на входе закрываются, и происходит выброс порции горячих газов через сопло на выходе, создающий реактивную силу тяги двигателя. Частота пульсаций достигает нескольких тысяч в минуту.

Ракетные двигатели. Реактивные двигатели, не использующиг для своей работы окружающую среду, например воздух земной атмосферы, называются ракетными двигателями. Основные части ракетного двигателя - камера сгорания и сопло. В принципе для ракетного двигателя могут быть использованы различные источники энергии, но на практике пока применяются в основном химические ракетные двигатели. Сжигание горючего в камере сгорания химического ракетного двигателя приводит к образованию продуктов горения в газообразном состоянии. Выход струи газа через сопло приводит к возникновению реактивной силы.

Наиболее просто устроены ракетные двигатели, работающие на твердом топливе (РДТТ) (рис. 44). Примером твердого ракетного топлива может служить порох. РДТТ находят применение в военной технике. Ракетные снаряды с РДТТ успешно применялись в годы Великой Отечественной войны на реактивных установках - «катюшах» (рис. 45).

Постоянная готовность РДТТ к работе, простота и надежность позволяют использовать их в баллистических ракетах, которыми вооружены атомные подводные лодки, и в межконтинентальных баллистических ракетах.

Недостатком РДТТ является трудность управления его работой. Значительно удобнее в управлении жидкостные реактивные двигатели (ЖРД). Применение в качестве горючего и окислителя жидких веществ позволяет также получить больший выход энергии на единицу массы топлива и использовать более высокие скорости истечения газовой струи. Если для РДТТ максимальная скорость истечения составляет 2-3 км/с, то у ЖРД она

Рис. 45. (см. скан) Гвардейские минометы «катюши»

может достигать 3-5 км/с. Этими преимуществами ЖРД объясняется широкое их использование в ракетно-космической технике.

Впервые возможность и необходимость использования ЖРД для запуска человека или автоматических устройств в космическое пространство была обоснована Константином Эдуардовичем Циолковским в статье «Исследование мировых пространств реактивными приборами», опубликованной в 1903 г. В этой работе К. Э. Циолковский предложил конструкцию космической ракеты с ЖРД (рис. 46), проанализировал возможности использования различных химических веществ в качестве горючего и окислителей, рассмотрел способы управления полетом ракеты.

Первая советская жидкостная ракета «ГИРД-09» была создана в 1933 г. под руководством Сергея Павловича Королева по проекту М. К. Тихонравова. Двигатель ракеты работал на жидком кислороде и бензине.

Рис. 46. Конструкция жидкостной ракеты по К. Э. Циолковскому

Дальнейшая успешная разработка ракетно-космической техники, выполненная под руководством академика С. П. Королева, позволила осуществить в нашей стране запуск первого в мире искусственного спутника Земли (4 октября 1957 г.), полет вокруг Земли первого в мире космонавта Ю. А. Гагарина (12 апреля 1961 г.), осуществить запуск межпланетных автоматических станций на Луну, Марс, Венеру. Жидкостные реактивные двигатели для советских космических ракет разработаны под руководством академика В а-лентина Петровича Глушко.

Мощность первой ступени ракеты-носителя «Восток» с ЖРД РД-107 (рис. 47) достигала 15 млн. кВт! Ракета-носитель «Протон», выводившая в космическое пространство советские ИСЗ «Протон» с массой 12,2 т, имеет мощность около 45 млн. кВт! Двигатели этой, космической ракеты развивают мощность, в 7 раз превосходящую мощность крупнейшей в мире Красноярской гидроэлектростанции! Схема устройства жидкостной ракеты представлена на рисунке 48.

Масштабы современной космической техники можно охарактеризовать параметрами ракетных систем, с помощью которых был произведен запуск космических кораблей «Союз» и «Аполлон» в ходе осуществления совместной советско-американской программы. Трехступенчатая ракета-носитель советского космического корабля «Союз» с жидкостно-ракетными двигателями имеет общую длину 49,3 м, максимальный диаметр по стабилизаторам 10,3 м, стартовую массу 330 т.

Американский космический корабль «Аполлон» выводился на орбиту двухступенчатой ракетой-носителем «Сатурн-1В» общей

(см. скан)

Рис. 47. Ракетный двигатель РД-107:1 - рулевые камеры сгорания и сопла; 2 - основные камеры сгорания; 3 - насос подачи окислителя; 4-насос подачи горючего; 5 - силовая рама; 6 - трубопроводы окислителя; 7 - трубопроводы горючего

Рис. 48. Схема устройства жидкостной ракеты: 1 - полезней груз; 2 - окислитель; 3- горючее; 4 - насосы; 5 - камера сгорания; 6 - сопло

высотой 68,2 м, с максимальным размахом стабилизирующих поверхностей 12,4 м и массой 587 т.

Интересно отметить, что в некоторых вариантах американской ракеты-носителя «Сатурн» в качестве горючего и окислителя используются, как и предлагал К. Э. Циолковский, жидкий водород и жидкий кислород.

Мощность, сила тяги и КПД ракетного двигателя. Полезную мощность ракетного двигателя можно определить, считая приближенно, что вся полезная работа его затрачивается на сообщение кинетической энергии струе газов:

где m - масса газов, выброшенных ракетным двигателем за секунд, - масса газов, выброшенных двигателем за 1 с, и - скорость истечения газов. Это приближение близко к истине в том случае, если масса ракеты много больше массы газов, выбрасываемых двигателем за 1 с, так как тогда изменение кинетической энергии ракеты много меньше кинетической энергии выброшенных газов. За малый интервал времени в результате выброса струи газов импульс ракеты изменяется на величину

Основные свойства ракетного двигателя мы уже знаем.

Первое свойство заключается в отсутствии специального движителя, назначение которого выполняет сам двигатель. Это оказывается возможным потому, что тяга представляет собой реакцию частиц газа, отбрасываемых самим двигателем. Такое использование принципа прямой реакции присуще всем реактивным двигателям.

Второе свойство заключается в использовании для создания реактивной струи массы самого летательного аппарата, точнее массы топлива, находящегося на его борту. Это свойство, делающее двигатель независимым от окружающей среды, отличает ракетный двигатель от других типов реактивных двигателей.

Другие свойства ракетного двигателя являются по существу следствием этих основных.

Так, второе основное свойство определяет характер рабочего тела - топлива, на котором работает ракетный двигатель. Мы говорим "топливо", имея в виду, что ракетный, как и всякий другой реактивный двигатель, является в настоящее время двигателем тепловым, т. е. совершает механическую работу за счет тепловой энергии, заключенной в рабочем теле и выделяющейся в результате химической реакции (обычно при сгорании топлива). Это не означает, что исключены другие типы ракетных двигателей, например двигателей, использующих электрическую или атомную энергию, но в настоящее время таких двигателей еще нет.

Так как работа ракетного двигателя не зависит от атмосферного воздуха, то, следовательно, химические реакции, протекающие в двигателе и приводящие к выделению тепловой энергии (в том числе и горение, если оно имеет место), должны происходить без его участия. Поэтому топливо ракетного двигателя должно заключать в себе все компоненты, необходимые для протекания реакции. В случае реакции горения топливо, следовательно, должно содержать как горючее, так и окислитель, т. е. кислород или кислородсодержащее вещество.

При этом топливо ракетного двигателя может быть как твердым, так и жидким, в связи с чем все ракетные двигатели (РД) делятся на две большие группы - двигатели на твердом топливе (пороховые РД) и двигатели на жидком топливе (жидкостно-реактивные, или ЖРД).

Двигатели на газообразном топливе, очевидно, исключаются, так как для хранения этих топлив необходимы либо огромные емкости, либо тяжелые баллоны для хранения газов под большим давлением, что для летательных аппаратов неприемлемо (газы могут применяться лишь в сжиженном виде).

Рассматривая свойства ракетных двигателей, мы пока отвлечемся от того, какое именно топливо сгорает в двигателе; об этом будет рассказано при описании разных ракетных двигателей. Сейчас для нас имеет значение только то, что в результате сгорания этого топлива из двигателя вытекает в атмосферу струя продуктов горения - горячих газов, создающая реактивную тягу.

Тяга ракетного двигателя

Создание реактивной тяги есть назначение всякого ракетного двигателя; поэтому величина тяги является важнейшей характеристикой двигателя.

Тяга современных ракетных двигателей колеблется от нескольких килограммов до десятков тонн, в зависимости от назначения и размеров двигателя.

Двигатели тяжелых дальнобойных ракет развивают тягу, превышающую тягу наиболее мощных паровозов, с могучей силой увлекающих за собой железнодорожные составы в тысячи тонн.

Фиг. 7. Принципиальная схема ракетного двигателя.

Как определить величину реактивной тяги? Обратимся для этой цели к фиг. 7, на которой представлена принципиальная схема ракетного двигателя.

Тяга образуется потому, что из двигателя вытекают газы. Чтобы вытолкнуть газы, двигатель должен действовать на них с какой-то силой; обратная сила - сила воздействия газов на двигатель - и есть реактивная тяга. Поэтому направление тяги обратно скорости вытекающих газов, а величина тяги равна силе, с которой выталкиваются газы. Очевидно, что величина этой силы зависит от количества вытекающих газов и их скорости. Механика учит, что эта сила, а следовательно, и сила тяги, равна произведению массы выталкиваемых в секунду газов на скорость их истечения.

Так как масса равна весу, деленному на ускорение земного притяжения (g=9,81 м/сек 2 ), то для определения силы тяги служит следующая простая формула:

Каждый килограмм вытекающих в секунду газов создает тягу, численно равную, очевидно, 1/10 от скорости истечения. Эта тяга, носящая название удельной тяги или удельного импульса (размерность удельной тяги кг сек/кг ), является основной характеристикой любого ракетного двигателя. Чем больше удельная тяга, т. е. чем большую тягу создает каждый килограмм газа, вытекающего в секунду из двигателя, тем совершеннее двигатель.

В современных ракетных двигателях скорость истечения колеблется от 1500 до 2500 м/сек , вследствие чего удельная тяга равна 150–250 кг сек/кг .

Какими же способами можно увеличить скорость истечения и вместе с нею удельную тягу проектируемого ракетного двигателя?

Скорость истечения газов из двигателя зависит от топлива, давления газов в двигателе и его конструкции.

Влияние топлива на скорость истечения сказывается в основном в том, что скорость истечения тем больше, чем больше теплотворная способность топлива, т. е. тепло, которое выделяет при сгорании каждый килограмм топлива.

Чтобы отчетливее представить себе влияние на скорость истечения теплотворной способности топлива, попробуем повнимательнее присмотреться к явлениям, происходящим в любом ракетном двигателе, т. е. к рабочему процессу двигателя.

Пусть в двигателе произошла химическая реакция (будем считать для определенности - сгорание), в результате которой выделилось какое-то количество тепла.

Вследствие этого газообразные продукты реакции - пары углекислоты, пары воды, азот и др. - сильно нагреваются, так что температура их достигает 2500 °C и более. Мы знаем из физики, что температура газа есть мера скорости движения его молекул; когда газ очень нагрет, то молекулы его движутся с очень большими скоростями. Однако непосредственно эту скорость движения молекул газа использовать для создания реактивной тяги нельзя, потому что молекулы внутри двигателя движутся беспорядочно, неорганизованно, во всех направлениях; имеет место так называемое тепловое движение молекул. Каждая молекула, отражаясь от стенок двигателя, создает, конечно, микроскопическую реактивную силу, но суммарная равнодействующая - результат бесчисленного множества таких молекулярных ударов, равна нулю. Благодаря хаотичности движения молекул давление на все стенки двигателя одинаково и никакого реактивного эффекта не получается.

Чтобы создать реактивную силу, необходимо обеспечить упорядоченное, организованное истечение молекул газа из двигателя в одном направлении; тогда реактивный эффект всех вытекающих молекул суммируется, давая в результате нужную нам реактивную силу. Поэтому всякий ракетный двигатель по идее представляет собой машину для извержения молекул газа с максимально возможной скоростью в одном, общем для всех молекул, направлении, следовательно, машину для преобразования химической энергии топлива сначала в тепловую энергию беспорядочного движения молекул, а затем в скоростную (кинетическую) энергию их упорядоченного истечения из двигателя.

Таким образом первая часть рабочего процесса ракетного двигателя заключается в преобразовании химической энергии топлива в тепловую. Это преобразование осуществляется в ходе химической реакции внутри двигателя, в той его части, которую называют камерой сгорания, и происходит обычно при постоянном давлении.

Вторая часть рабочего процесса двигателя заключается в преобразовании тепловой энергии хаотического движения молекул в скоростную энергию их организованного истечения, т. е. в скоростную энергию реактивной струи газов, вытекающих из двигателя. Это преобразование осуществляется в процессе расширения газов от давления, имеющего место в камере сгорания двигателя, до атмосферного давления, т. е. до давления на выходе из двигателя, и обычно происходит в той его части, которая носит название сопла.

В современных ракетных двигателях указанный выше рабочий процесс происходит непрерывно, хотя возможны двигатели прерывного действия, в которых подача топлива в камеру сгорания и все последующие процессы происходят периодически.

Тяга – равнодействующая всех реактивных сил, создаваемых агрегатами двигателя, определяется по формуле:

где – массовый секундный расход топлива реактивного двигателя;W a – скорость газовой струи на срезе сопла; F a – площадь среза сопла; р а – давление на срезе сопла; р h – давление окружающей среды.

Первый член данного уравнения характеризует тягу, создаваемую за счет отбрасывания от сопла газов и эта часть – реактивная сила (статическая составляющая).

Второй член характеризует тягу, которая определяется разностью давлений на срезе сопла и давления окружающей среды и эта часть – переменная составляющая реактивной тяги (зависит от высоты полета).

Реактивный момент

Пусть есть ракета с однокамерной двигательной установкой (ДУ) рис.29:

а) Если вектор тяги двигателя Р направлена вдоль оси, то реактивный момент отсутствует (рис. 29,а).

б) Если вектор тяги (и результирующий вектор тяги для многокамерной ДУ) действует с некоторым эксцентриситетом относительно центра тяжести (рис. 29,б), то в этом случае действует реактивный момент .

Аэродинамические схемы ла

Планером называется конструкция, объединяющая корпус, крылья, органы управления и стабилизации в единую аэродинамическую схему. Он предназначен для создания управляющих сил и размещения всей аппаратуры ракеты. Корпус планера обычно цилиндрической формы, за исключением ракеты типа «несущий конус», с конической (сферической) головной частью. Форма корпуса и головной части выбирается в целях получения наименьшей силы лобового сопротивления ракеты при полете. Материалом для корпуса служат легкие прочные металлы и сплавы

Аэродинамические поверхности планера служат для создания подъемной и управляющих сил. Подъемная сила, которая возникает при взаимодействии ракеты с воздухом во время ее полета, обеспечивает удержание ЛА в воздухе. Управляющие силы необходимы для изменения направления полета ракеты.

Различают подвижные и неподвижные аэродинамические поверхности (АП). Подвижные АП, предназначенные для управления полетом и стабилизацией ЛА, называются рулями, поворотными крыльями. Свои функции они выполняют путем поворота вокруг осей, перпендикулярных продольной оси корпуса ракеты, либо при выдвижении из корпуса на определенное время и в определенной последовательности.

Неподвижные АП служат для стабилизации полета ЛА (стабилизаторы) и для создания подъемной силы (несущие крылья, поверхности). По взаимному расположению рулей и неподвижных аэродинамических поверхностей можно выделить следующие аэродинамические схемы ракет (рис.30):

Нормальная или обычная;

- «бесхвостка»;

- «поворотное крыло»;

В нормальной схеме рули и стабилизатор располагаются позади крыльев в хвостовой части ракеты.

Схема «бесхвостка». Данная схема является разновидностью нормальной схемы. Здесь крылья выполняют одновременно функции крыльев и стабилизаторов и отличаются большей стреловидностью и малым размахом. С целью увеличения подъемной силы в этой схеме увеличена площадь крыльев. При этом рули оказываются расположенными непосредственно за крыльями и связываются с ними конструктивно.

В аэродинамической схеме «утка» рули находятся в головной части ракеты (впереди центра масс), а крылья, выполняющие и функцию стабилизатора, расположены в хвостовой части корпуса ракеты. Эта схема удобна с точки зре­ния компоновки ракеты, так как рулевые машинки могут быть расположены близко к рулям. При такой компоновке ракеты подъемная сила рулей совпадает по направлению с подъемной силой крыльев и корпуса. Однако расположение рулей в носовой части ракеты и возникновение скоса воздушного потока при отклонении рулей приводит к потере подъемной силы на крыльях и возникновению значительных моментов крена. Чтобы избежать «момента косой обдувки» крыльевой блок делается вращающимся вокруг оси ракеты, что позволяет избежать воздействия скоса воздушного потока на них.

В схеме «поворотное крыло» подвижные поверхности (поворотные крылья) располагаются в районе центра тяжести и наряду с функцией крыла выполняют функцию рулей, а неподвижные стабилизаторы расположены в хвостовой части корпуса.

Рис. 30 Аэродинамические схемы: а)Нормальная; б)"Бесхвостка"; в)"Утка"; г)"Поворотное крыло".

Принципиально не существует наилучшей аэродинамической схемы. Выбор схемы аэродинамической компоновки определяется требуемыми высотами и дальностями полета ракеты, маневренностью и составом бортовой аппаратуры.