Снос зданий:
ecosnos.ru
Главная  Управляемые энергетические установки 

1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42 43 44 45 46 47 48 49 50 51 52 53 54 55 56 57 58 59 60 61 62 63 64 65 66 67 68 69 70 71 72 73 74 75 76 77 78 79 80 81 82 83 84 85 86 87 88 89 90 91 92 93 94 95 96 97 98 99 100 101 102 103 104 105 106 107 108 109 110 111 112 113 114 115 116 117 118 119 120 121 122 123 124 125 126 127 128 129 130 131 132 133 134 135 136 137 138 139 140 141 142 143 [ 144 ] 145 146 147 148 149 150 151 152 153

С увеличением сверхзвуковых скоростей полета и увеличением аэродинамического совершенства современных и перспективных ракет все более значительным становится влияние на траекторию полета эффекта донного сопротивления, которое составляет до 30 % аэродинамического сопротивления на пассивном участке траектории, а на активном участке при определенных условиях значительно уменьшается. Эффект донного сопротивления приводит к усилению влияния времени работы ДУ на дальность и среднюю скорость полета ракет.

Таким образом, для современных аэродинамических ракет, имеющих значительную энерговооруженность, которой соответствует большой относительный запас топлива (М^ > 0,4) и значительные сверхзвуковые скорости маршевого полета, необходимо программное управление тягой ДУ, обеспечивающее оптимальный профиль скорости ракеты на траектории с учетом накладываемых на ЛТХ ракеты ограничений. Зависимость тяги ДУ от времени имеет, как правило, два уровня тяги: стартовый и маршевый.

Стартовый уровень тяги ограничивается по верхнему пределу продольной перегрузкой ракеты, которую способны вьщержать аппаратура управления и другие элементы ракеты, по нижнему пределу - условиями безопасного старта ракеты с носителя и условиями обеспечения входа ракеты в луч системы управления при теленаведении ракеты.

Суммарный импульс стартового режима обычно ограничен по нижнему пределу требованиями удаления ракеты на безопасное расстояние до взведения взрывателя боевой части ракеты.

Показано, что РДТТ с изменяемой программой тяги позволяет увеличить баллистическую дальность пуска энерговооруженной ракеты класса воздух - воздух в различных условиях ее использования на 10 ... 30 % по сравнению с ракетой, имеющей двухрежимный РДТТ с неизменной программой тяги, который, в свою очередь, по сравнению с однорежимным двигателем обеспечивает увеличение в дальности на 15 %.

Применение адаптируемого РДТТ многократного включения (РДТТ MB) целесообразно на ракетах воздух - поверхность .



РДТТ двукратного включения с регулируемой паузой между включениями используется на американской ракете этого класса SRAM (AGM-69). При пуске ракеты на максимальную дальность по баллистической траектории с больших высот используется нулевая пауза между импульсами тяги. Продолжительная пауза используется при пуске с малой высоты полета при прорыве системы ПВО по полубаллистической траектории или в режиме следования рельефу местности, когда за счет повторного запуска РДТТ на конечном или среднем участках траектории соответственно достигается либо увеличение конечной скорости ракеты перед встречей с целью, либо поддерживается на необходимом уровне скорость ракеты на низковысотной траектории при скрытом подходе к цели.

Для авиационных ракет с комбинированными системами управления характерно отсутствие управления на начальной части траектории полета, использование энергичного управления на участке теленаведения при проведении коррекций траектории, а также после перехода системы управления ракеты на самонаведение. За счет применения подобных методов управления полетом в сочетании с адаптивным управлением уровня тяги ДУ и специальными траекториями полета значительно повышается эффективность этих ракет. Применительно к ракете класса воздух - воздух типа MRAAM показано, что при использовании оптимальных настильных траекторий полета, метода сингулярного возмущения для оптимального управления полетом на среднем участке траекторий РДТТ двукратного включения и специального алгоритма для его повторного включения на траектории возможно увеличение внешних границ зон пуска ракеты на -100 ... 125 %, дальности отлета от носителя на 28 %, конечной скорости на 25 %, а также сокращения времени достижения цели на 5 % и величины пролета ракеты относительно цели в 9,5 раза по сравнению с ракетой, имеющей такие же массогабаритные характеристики и использующей при традиционных методах управления двухре-жимный РДТТ. Показано, что применение РДТТ двукратного включения на ракете такого же типа при использовании траекто-



рий горизонтального полета и обычных методов наведения позволяет увеличить дальность пуска и дальность отлета при стрельбе на встречных курсах по неманеврирующей цели при Я = О соответственно на 26 и 6 % по сравнению с ракетой, имеющей двухрежимный РДТТ.

В ряде работ показано также, что применение РДТТ двукратного включения с форсированием тяги перед встречей с целью обеспечивает значительное (более чем на 30 %) увеличение максимальных границ гарантированных зон пуска и поражения зенитных управляемых ракет (ЗУР) при стрельбе по целям, совершающим интенсивный противоракетный маневр.

Характер изменения давления в камере сгорания двухрежимного РДТТ авиационной ракеты при различных температурах заряда показан на рис. 10.8.

Возможные конструктивные схемы РДТТ двукратного включения аэродинамических ракет представлены на рис. 10.9.

А МПа ,9

0 2 14 Г, с

МПа 6


17 7Г с

Рис. 10.8. Изменение давления в камере двухрежимного двигателя:

а-7=+50°С; б-7=-40°С



1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42 43 44 45 46 47 48 49 50 51 52 53 54 55 56 57 58 59 60 61 62 63 64 65 66 67 68 69 70 71 72 73 74 75 76 77 78 79 80 81 82 83 84 85 86 87 88 89 90 91 92 93 94 95 96 97 98 99 100 101 102 103 104 105 106 107 108 109 110 111 112 113 114 115 116 117 118 119 120 121 122 123 124 125 126 127 128 129 130 131 132 133 134 135 136 137 138 139 140 141 142 143 [ 144 ] 145 146 147 148 149 150 151 152 153