Общая характеристика направления

Данное направление является одним из резервов увеличения дальности полета ЛА ближней зоны. Широкий диапазон высот и скоростей полета, а так же наличие органов управления актуализируют вопрос поиска траекторий, оптимальных с энергетической точки зрения. При полете по баллистической траектории скорость подхода ЛА к цели оказывается на много больше, чем того требуют функциональные возможности бортовой системы управления. Это говорит о том, что энергию можно расходовать более полно и эффективно

.

?

Так при полете УАС по баллистической траектории, имея дульную скорость 940 м/с , он врезается в землю со скоростью около 400 м/с. Современные системы управления допускают нормальную свою работу при минимальных скоростях 200…159 м/с. Это говорит о том, что при баллистическом полете полезно используется ЛА на траектории примерно только половина запасенной при старте кинетической энергии.. Не трудно показать, используя рассмотренный ранее метод экспресс оценки, что дальность полета при введении управляемого участка траектории может быть увеличена примерно в 2 раза.

Баллистический полет в атмосферной зоне

 Баллистическая траектория – траектория движения объекта, испытывающего воздействие только силы тяжести и аэродинамического лобового сопротивления. Примерами таких объектов являются пуля, артиллерийский снаряд, авиационная бомба. Баллистической является и большая часть траектории реактивного снаряда и баллистической ракеты. Эти ЛА разгоняются ракетным двигателем на сравнительно небольшом участке траектории, называемом активным (АУТ). Пассивный участок траектории (ПУТ) является баллистическим и доминирующим по времени.

Максимальная дальность в безвоздушном пространстве достигается при угле бросания θ0 = 450, называемом углом максимальной дальности. При этом этом угле.

Хmax = V02 ≈ 0.1 V02

g

Баллистический полет в атмосферной зоне

При наличии сопротивления воздуха дальность полета и высота подъема уменьшаются , а форма траектории становится отличной от параболы

Дальность стрельбы реактивными снарядами (РС) можно представить следующей функциональной зависимостью

X ≈ f (Va ,θa , ВC),

где Va – скорость в конце АУТ;

θа – угол бросания, т.е. угол между вектором Va и плоскостью горизонта;

ВС –баллистический коэффициент. BC = здесь L – общая длина ЛА;

γ – удельная плотность конструкции ЛА, приведенная к его длине.

Угол бросания, при котором дальность стрельбы максимальна, называется оптимальным. Для РС θа опт ≈ 550. Максимальная дальность стрельбы зависит от скорости в конце АУТ и баллистического коэффициента. Если стрельба ведется на дальность меньше максимальной, она может быть получена при стрельбе как под углом θа < θа опт (настильная стрельба) , так и под углом θа > θа опт. (навесная или мортирная стрельба).

Траектория с участком планирования на нисходящей ветви траектории при постоянном угле тангажа

На самом первом варианте УАС «Краснополь» использовалась траектория с участком планирования на нисходящей ветви траектории при постоянном угле тангажа. Она довольно просто приборно реализуется с помощью трехстепенного гироскопа направления. Однако такая траектория не позволяет снаряду полностью реализовать свой потенциальные возможности по увеличению дальности полета..Переход на данный вид траектории позволяет увеличить дальность относитедьно баллистического полета только на 30…35%

Принцип формирования сигналов управления программного наведения: 1 – внутренняя рамка с ротором; 2 – наружная рамка; 3 – ось наружной рамки; 4 – токоподвод; 5 – корпус снаряда; 6 – ламели датчика; 7 – главная ось ПГ; 8 – продольная ось снаряда;

Траектория с планирования на нисходящей ветви траектории при максимальном аэродинамическом качестве

Наиболее полно энергетический потенциал летательного аппарата может быть использован в случае реализации планирования с максимальным аэродинамическим качеством. Таким образом, использование построения траектории полета с оптимальным аэродинамическим качеством для данного снаряда позволяет повысить дальность более чем на 40% относительно варианта с управляемым полетом с постоянным углом тангажа. Весь вопрос в том, сможет ли данный вариант УАС (при данной массе, геометрии планера) реализовывать формируемую программу полета с обеспечением оптимального аэродинамического качества. Таким образом, появляется сразу несколько факторов, которые могут оказать препятствие в полете. Во-первых, требуемый угол отклонения рулей δ1 доходит до 5°, что требует модернизации рулевых приводов. Балансировочный угол атаки α при таком отклонении руля может достигать 15°, что в сумме достигает критического угла атаки, вследствие чего возможно возникновение отрывных течений, приводящее к потере подъемной силы.

Препядствием для получения максимального аэродинамического кчаества является работа на проворачивающихся в полете ЛА рулевого привода релейного типа. Переход к по крену стабилизированным ЛА позволит использовать линейный тип рулевого привода.

Для получения необходимо высоких значений подъемной силы при дозвуковых скоростях полета придется переходить к полетной трансформации несущих аэродинамических поверхностей, существенно увеличивая их площадь.

Пример полета УАС по возможным траекториям

На графиках приведены результаты моделирования полета управляемого артиллерийского снаряда Excalibur Block Ia-2, выстреливаемого из орудия с длиной ствола 52 калибра с дульная скоростью 946 м/с. Дальность полёта модификации BlockIa-2 по траектории свободно брошенного тела составляет 39 км

при оптимальном угле запуска равном 51 град. Конечная скорость при подлете к цели составила около 400 м/с.

Дальность полета с участком планирования на нисходящей ветви траектории с постоянным углом тангажа минус 22,° при угле пуска 55 град. составила 52 км. Минимальная скорость, достигаемая при подлёте к цели и составляет 234 м/с.

В случае планирования с максимальным аэродинамическим качеством и начальной скоростью 946 м/с, модификация BlockIa-2 может достигнуть дальности полёта 73 км. Конечная скорость – 156 м/с. Данные результаты получены при использовании упрощенной математической модели внешней баллистики и идеальном контуре управления.

Результаты нахождения оптимальных соотношения времени задержки РДТТ и углов бросания

В итоге за счет введения участка планирования дальность для оптимальных углов бросания увеличилась при полете с постоянным углом тангажа в 1,72 раза, а при планировании с максимальным аэродинамическом качстве в 2 раза.

Оценка эффективности установки дополнительного крыльевого отсека с целью увеличения дальности полета ЛА

Увеличение аэродинамического качества ЛА можно добиться путем снижения удельной нагрузки на аэродинамические поверхности. В свою очередь, снижения удельной нагрузки на аэродинамические поверхности при неизменной массе ЛА можно добиться двумя способами: - увеличением площади рулей; или увеличением площади крыльев. Предпочтение отдадим второму способу, реализация которого более проста. Для увеличения аэродинамического качества путем снижения удельной нагрузки на крыло можно добиться например, при установке на ЛА дополнительных несущих поверхностей в районе его центра масс в виде дополнительный блок стабилизаторов, крыльевого отсека типа «воронье крыло» или двойное «воронье крыло.

Результаты моделирования полета ЛА на максимальную дальность с с указанными вариантами дополнительных крыльев представлены на соответствующих графиках

30

25

20

15

10

5

0

0 50 100 150 200

Траектория 300мм УРС Траектория 300мм УРС + блок стабилизаторов

Траектория 300мм УРС+воронье крыло Траектория 300мм УРС + 2 воронье крыло

Влияния на баллистическую эффективность отделения двигательной установки

Монокалиберный ЛА

В результате численных экспериментов установлено, что при полете с максимальным аэродинамическим качеством на нисходящей ветви траектории максимальная дальность монокалиберного ЛА при отделение ДУ увеличивается на 13%, а для бикалиберного - на 45%.

Бикалиберный ЛА

∆X Бикалиберная ракета с отделяемой ДУ как пример удачного сочетания различных направлений повышения баллистической эффективности

Использование бикалиберной компоновки ЛА можно рассматривать, в части повышения БЭ, как комбинированный путь развития, направленный одновременно на повышение как аэро-, так и энергобаллистической эффективно0,559

сти. Повышение аэробаллистической эффективности по сравнению с монокалиберными ЛА достигается на базе использования принципа полетной трансформации ЛА, реализуемого посредством отделения ДУ после окончания ее работы. Это позволяет значительно повысить аэродинамическое качество маршевой ступени по сравнению с ракетой в целом

Рассмотрим ЛА, имеющие моно- и бикалиберную схемы компоновки при равенстве их общих объемов и масс, масс топлива и полезной нагрузки, а также общей длины ракет Объёмы ЛА одинаковы, а доля объема, занимаемая ДУ в общем