сменные вкладыши) можно учесть и известные систематические разбросы скорости горения, что суш1ественно повысит эффективность регулрфования. Это объясняется тем, что разбросы скорости горения ( ±5 %) состоят из внутрипартийных разбросов ( ±3 %), которые неизвестны, и разбросов между партиями зарядов ( ±4 %), зарегистрированных в сопроводительной документации. Учет последних позволит уменьшить суммарные разбросы тяги, расхода и давления более чем на 2 %. Одновременно появятся определенные эксплуатационные неудобства, связанные с индивидуальной настройкой каждой партии ЭУТТ.

Более эффективными с точки зрения минимизации разбросов являются авторегулируемые сопла.

7.2. ПРОГРАММИРОВАННОЕ РЕГУЛИРОВАНИЕ

Программированным регулированием параметров ЭУТТ назовем регулирование, которое обеспечивается предстартовой настройкой зависимости поверхности горения заряда от свода S(e) или площади критического сечения сопла от времени кр(0. Этот способ регулирования, как правило, связывается с определенным законом изменения характеристик РЭУ (тяги, давления, расхода и температуры рабочего тела). Поскольку форма заряда всегда определяется заданными в ТЗ на РЭУ характеристиками, ниже приведены основные применяемые формы зарядов и соответствующие им зависимости S(e).

Для обеспечения устойчивого схода с направляюпщх снарядов различных классов (ПТУР, НУРС, ЗУР) используются вшогорежим-ные двигатели. Столовый режим тяги обеспечивает тяговооружен-ность порядка 8 ... 10, маршевый режим тяги - существенно меньший уровень, но с большей продолжительностью. Для подтверждения пользы и необходимости программирования поверхности горения заряда воспользуемся примерами из работы [31].

Возможность регулирования дальности полета НУРС за счет ступенчатого изменения тяговых характеристик РДТТ можно аргументировать следующими рассуждениями.

В процессе полета кроме тяги РДТТ на ракету воздействуют силы тяжести и силы аэродинамического сопротивления. Влияние сил аэродинамического сопротивления у поверхности земли существенно и может составлять до 30 ... 40 % суммарного импульса двигателя. Для уменьшения влияния сил аэродинамического сопротивления можно сократить время полета снаряда в плотных слоях атмосферы, для чего ракета ускоренно выводится на большие высоты, и далее полет продолжается на меньшем уровне тяги. Может оказаться более целесообразным введение паузы между двумя основными режимами тяги, что обеспечит включение второго режима при оптимальном угле наклона траектории снаряда к продольной оси полета. На рис. 7.4 приведена зависимость дальности полета НУРС от относительной протяженности забронированного участка цилиндрической поверхности заряда. Представленные результаты получены для НУРС со следующими характеристиками:

масса полезного груза, кг...............60

масса заряда, кг...........................57-67

наружный диаметр корпуса, м........0,22

материал корпуса........................стеклопластик ППН-100

значение параметра заряжания........X 120

Как показывают графики (рис. 7.4), бронирование внутренней поверхности трубчатого заряда не приводит к увеличению дальности полета 1ГУРС. Бронирование же наружной поверхности может увеличить дальность полета почти в два раза. На рис. 7.5 показана зависимость дальности полета НУРС от начального угла бросания 0 и величины паузы между двумя режимами тяги двигателя. Расчеты вьшолнены для НУРС с параметрами:

масса полезного груза, кг....................................300

суммарный импульс РДТТ, Н с:

на первом режиме..........................................60000

на втором режиме.........................................6400000

время работы РДТТ, с:

на первом режиме..........................................0,25

на втором режиме..........................................4,5

наружный диаметр корпуса, м..............................0,300

L,KM

Рис. 7.4. Зависимость дальности L полета НУРС от относительной протяженности забронированного участка поверхности заряда /:

1 - забронирована наружная цилиндрическая поверхность;

2 - забронирована внутренняя цилиндрическая поверхность

L, км

Рис. 7.5. Зависимость дальности L полета PC от продолжительности паузы ta между двумя режимами работы РДТТ и угла бросания 0 НУРС