Синтез комплексов
СПОСОБЫ ОЦЕНКИ БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ
Лекция 7
д.т.н., профессор Ветров В.В.
1. МЕТОДИКА ЭКСПРЕСС ОЦЕНКИ БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ ПРЕДЛАГАЕМЫХ ТЕХНИЧЕСКИХ РЕШЕНИЙ.
Для сравнительного анализа обычно бывает достаточным знать относительное изменение параметров, чтобы оценить уровень баллистической эффективности технического решения.
Для получения количественных оценок баллистической эффективности необходимо иметь функциональную зависимость максимальной дальности полета от основных энергетических и баллистических характеристик ЛА., которая в общем сдучае имеет вид
|
|
|
|
|
|
= |
(1) |
|
|
|
|
|
|
|
|
где |
|
|
|
– массы снаряда и топливного заряда; |
|
||
|
|
|
– удельная тяга двигателя; |
|
|||
уд |
|
сн, |
т |
|
|
||
– суммарный коэффициент аэродинамического |
|
||||||
сопротивления ЛА; |
|
||||||
|
|
|
– время полета ЛА; |
|
|||
|
– плотность воздуха; |
|
|||||
пол |
|
|
|
|
|||
|
– площадь поперечного сечения корпуса ЛА; |
|
|||||
|
– дульная скорость; |
|
|||||
д |
|
– средняя траекторная скорость полета; |
|
||||
тр– скорость ЛА в конце полета. |
|
||||||
к |
|
|
|
|
|
|
|
Преобразуя (1) путем выделения в левую часть уравнения произведения как полетную дальность 
, получим функциональную зависимость
максимальной дальности от энергетических и аэробаллистических характеристик ЛА и условий полета.
Для УАС без бортовой ДУ такая зависимость имеет вид:
,
(2.)
для ракет:
, (3)
а для УАС, имеющих в своем составе бортовую ДУ,:
(4)
В итоге необходимо выражения для сравниваемых исследуемых вариантов подставить в формулу
(5)
и определить относительное приращение дальности полета, что в данном случае и является критерием баллистической эффективности.
Сравниваемые по баллистической эффективности вариантов УАС Excalibur
УАС Excalibur Block Ia-1
УАС Excalibur Block Ia-2
Предложенная методика количественной оценки баллистической эффективности мероприятий, направленных на модернизацию ЛА, апробирована на примере сравнения двух представленных модификаций УАС «Excalibur» (BlockIa-1и BlockIa-2)
5
Коэффициенты аэродинамического сопротивления УАС «Excalibur» Таблица 2
|
Корпус УАС «BlockIa-1» |
|
|
|
Корпус УАС«Block Ia-2» |
|
|||||
М |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Волн. |
Трение |
Донное |
|
Сумма |
Общее |
Волн. |
Трение |
Донное |
Сумма |
Общее |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
0.6 |
0.048 |
0.0466 |
0.140 |
|
0.235 |
0,256 |
0.035 |
0.0444 |
0.140 |
0.219 |
0,240 |
0.8 |
0.088 |
0.044 |
0.142 |
|
0.277 |
0,297 |
0.071 |
0.0425 |
0.142 |
0.256 |
0,276 |
0.9 |
0.116 |
0.043 |
0.153 |
|
0.313 |
0,333 |
0.095 |
0.0410 |
0.153 |
0.289 |
0,291 |
1.0 |
0.154 |
0.042 |
0.182 |
|
0.379 |
0,400 |
0.130 |
0.0404 |
0.182 |
0.352 |
0,371 |
1.1 |
0.204 |
0.041 |
0.242 |
|
0.487 |
0,506 |
0.160 |
0.0394 |
0.242 |
0.441 |
0,459 |
1.3 |
0.190 |
0.039 |
0.182 |
|
0.411 |
0,429 |
0.148 |
0.0373 |
0.182 |
0.367 |
0,384 |
1.5 |
0.177 |
0.037 |
0.160 |
|
0.374 |
0,391 |
0.138 |
0.0352 |
0.160 |
0.333 |
0,350 |
1.7 |
0.164 |
0.034 |
0.148 |
|
0.347 |
0,362 |
0.128 |
0.0332 |
0.148 |
0.309 |
0,324 |
2.0 |
0.149 |
0.031 |
0.132 |
|
0.313 |
0,322 |
0.119 |
0.0303 |
0.132 |
0.281 |
0,295 |
2.5 |
0.134 |
0.027 |
0.108 |
|
0.269 |
0, 281 |
0.104 |
0.0260 |
0.108 |
0.238 |
0,250 |
3.0 |
0.128 |
0.023 |
0.089 |
|
0.241 |
0,251 |
0.098 |
0.0224 |
0.089 |
0.209 |
0,219 |
3.5 |
0.126 |
0.020 |
0.076 |
|
0.222 |
0,321 |
0.095 |
0.0194 |
0.076 |
0.190 |
0,199 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Линейные аэродинамические коэффициенты |
|
Таблица 3. |
|||||||
|
М |
|
Cαy , 1/град |
|
mzα , 1/град |
|
X dα я, м |
|
, Cδy 1/град |
|
mzδ , 1/ град |
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||
|
0.6 |
|
0.1710 |
|
-0.0053 |
|
0.531 |
|
0.0330 |
|
0.0178 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
2 |
|
0.1494 |
|
-0.0125 |
|
0.583 |
|
0.0217 |
|
0.0099 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
2.5 |
|
0.1320 |
|
-0.0105 |
|
0.579 |
|
0.0198 |
|
0.0070 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
3 |
|
0.1193 |
|
-0.0088 |
|
0.574 |
|
0.0181 |
|
0.0055 |
|
|
3.5 |
|
0.1094 |
|
-0.0073 |
|
0.567 |
|
0.0171 |
|
0.0043 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Прогнозная оценка повышения баллистической эффективности
Используя зависимость 2, характерную для рассматриваемого случая модернизации, можно оценить баллистическую эффективность реализованных мероприятий,. Из табл. 1 видно, что при модернизации была сохранена масса УАС, но увеличена дульная скорость с 687 до 822 м/с, и снизился усредненный из-за изменения геометрии носовой части и введения ДГГ, что снижает донное сопротивление. По проведенным оценкам исходное донное аэродинамическое сопротивление УАС Excalibur составляет в диапазоне М =2,5…1,7 величину равную 0.128. ДГГ в лучшем случае может уменьшить донное сопротивление не более чем на 50%. (с учетом того, что он работает только на восходящей ветви траектории).
:
. .
.Подставляя в формулу (5) выражения для новых и исходных значений, входящих в них параметров, сокращая значения одинаковых масс снаряда и принятые примерно одинаковыми средние значения произведений плотности воздуха на скорость полета, можно получить после преобразования окончательную зависимость для определения относительного увеличения дальности полета в виде:
∆Xотн = |
|
Численное значение относительного увеличения |
|
дальности полета будет равно 75%, при этом |
∆Xотн = |
относительная ошибка принятой методики |
|
составляет 7%, что вполне допустимо |
|
2. Предсказательное моделирование полетных траекторий на основе численного эксперимента.
Математическая модель состоит из блоков. Среди них можно выделить блоки, моделирующие:
-движение центра масс ракеты;
-вращение ракеты относительно ЦМ;
-состояние атмосферы на высоте полёта;
-логику формирования тяги бортовой ДУ;
-идеальные связи метода наведения или программы полёта;
-функционирование системы наведения;
-функционирование системы стабилизации;
-работу блока рулевого привода;
-изменение внешних сил в процессе полёта и т.д.
Схема действующих на ЛА сил при полете в вертикальной плоскости
Уравнения движения центра масс ракеты целесообразно объединить в модули.
1. Состояние атмосферы:
ρ = ρ(Y0 ), a = a(Y0 ),
где Y0 – высота полета в земной системе координат.
2. Аэродинамические силы:
M =Va , q = ρV2 2 ,
сX a = сX 0 +сX ai ,
сX 0 = сX 0 (M ,α),
сYαa = сYαa (M ),
Xa = сX a qSм, Ya = сYαa αqSм.
В приведённой системе уравнений использованы следующие
обозначения: ρ – плотность воздуха; a – скорость звука; χ =сYδδ / сYa –
коэффициент, характеризующий структуру подъёмной силы аэродинамической схемы ракеты; aм– коэффициент, характеризующий быстроту реакции ракеты на манёвр цели.
. СРАВНИТЕЛЬНАЯ ОЦЕНКА РЕЗУЛЬТАТОВ МОДЕЛИРОВАНИЯ ПОЛЕТА
Сравнительная оценка энергобаллистической эффективности применения различных типов бортовых энергетических устройств на ракетах и снарядах ближней зоны
Зависимость дальности полета от относительной массы топлива для разных способов повышения баллистической эффективности ЛА ближней зоны
Синтез комплексов
АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ НАПРАВЛЕНИЕ ПОВЫШЕНИЯ БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ (нос)
Лекция 8
ПОВЫШЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО КАЧЕСТВА ПЛАНЕРА ЛА
Оно прежде всего
•связано со снижением аэродинамического сопротивления на протяжении всего полета;
•повышением располагаемой подъемной силы в управляемом полете
Аэробаллистические свойства ЛА принято характеризовать (особенно для неуправляемых снарядов) использованием баллистического коэффициента, часто выражаемого формулой (
с = |
iD |
2 |
103 |
(1), |
|
|
|||
m |
|
|
||
|
|
|
|
|
|
a |
|
|
|
где D – калибр снаряда, m – его масса, i – коэффициент представляющий отношение коэффициентов лобового сопротивления данного и эталонного нарядов. Для
управляемых ЛА важным показателем является коэффициент аэродинамического
качества |
Cx |
(2) |
|
i = |
)эт |
||
(Cx |
|||
|
|
a |
a
В некоторых зарубежных источниках данный коэффициент обозначается BC (ballistic cot) и выражается ; (2) (2) (3)
где L – общая длина ЛА; |
γ – удельная плотность конструкции ЛА, приведенная к его длине; |
|
- коэффициент аэродинамического сопротивления ЛА. |
|
|
Для управляемых |
ЛА важным показателем является |
коэффициент |
аэродинамического качества |
|
|
|
К= |
( 4) |
Структура аэродинамического сопротивления
Лобовое сопротивление – основной фактор, препятствующий движению ЛА.
Анализ структуры аэродинамического сопротивления УАС и снарядов РСЗО представлен на рисунках
Структура аэродинамического
сопротивления УАС типа «Excalibur» Структура аэродинамического сопротивления снарядов СЗО
Структура аэродинамического сопротивления УАС типа «Excalibur»
Приведенные графики для показывают, что в структуре аэродинамического сопротивления УАС доминируют волновое и донное сопротивление корпуса снаряда. При этом до скоростей полета М = 2,5 более высокое значение имеет донная составляющая. Так как относительное удлинение указанного УАС составляет 6…6,5, то сопротивление
трения не превышает 10% от суммарного значения аэродинамического сопротивления.
Cx, %
Полное сопротивление оперения не превышает 5%.
Волновое + донное оперения
Трение оперения
Донное корпуса
Трение корпуса 
Волновое корпуса
100 |
|
8.58 |
|
4.45 |
|
4.68 |
|
4.32 |
|
12.42 |
12.35 |
11.13 |
9.78 |
||||
|
|
|
|
|||||
|
|
|
8.12 |
|
8.19 |
|
7.89 |
|
80 |
12.86 |
|
|
|
|
|
||
|
|
|
|
|
|
38.19 |
||
|
|
|
|
47.4 |
|
44.75 |
|
|
|
|
|
|
|
23.97 |
|
||
|
|
|
|
|
27.73 |
|
|
|
|
|
58.33 |
30.8 |
|
|
|
|
|
60 |
31.04 |
|
|
|
|
|
||
|
|
|
|
|
|
|||
|
|
|
|
|
|
|
||
|
|
|
|
|
|
|
|
9.75 |
40 |
|
|
|
9.71 |
28.57 |
10.27 |
28.08 |
|
|
|
|
|
|
|
|
||
|
|
|
28.09 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
20 |
43.68 |
18.5 |
|
38.54 |
|
40.34 |
|
47.74 |
|
|
|
|
30.28 |
|
|||
|
|
|
20.64 |
|
24.37 |
|
|
|
|
|
14.58 |
|
|
|
|
||
|
|
|
|
|
|
|
||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
0 |
УРС РСЗО |
УАС |
УРС РСЗО |
УАС |
УРС РСЗО |
УАС |
УРС РСЗО |
УАС |
|
||||||||
|
М=60, |
М=1,3 |
М=2 |
М=3,5 |
||||
Аэродинамическое сопротивление снарядов СЗО
На рисунке приведена модель планера современного управляемого РСЗО, выполненного по схеме «утка». Размеры отнесены к диаметру цилиндрической части корпуса D. Полная длина планера составляет L=25.33 D, центр масс расположен на расстоянии 0.434 L или 10.993 D от носка ракеты. Планер имеет стабилизатор и рули управления с углом отклонения. Такой планер позволяет иметь высокое значение баллистического коэффициента .( ВС). Еще большее увеличение относительной длины снаряда ограничивается вопросами обеспечения его прочности особенно в управляемом полете.
Модель планера УРС РСЗО
В итоге можно выделить приоритетные направления минимизации лобового сопротивления. Так для УРС РСЗО отчетливо выделяются три направления снижения аэродинамического сопротивления – снижение сопротивления трения, носовой части; и донного. Не столь значимыми являются составляющие аэродинамического сопротивления оперения.
Оптимизация статичной геометрии носовой части планера
Снижения аэродинамического сопротивления планера традиционно можно добиться оптимизацией его статической геометрии, минимизируя полный импульс сил аэродинамического сопротивления на всей траектории полета.
В общем случае на сверхзвуковых скоростях необходимо стремиться к тому, чтобы носовая часть имела большое удлинение и форму образующей близкую к прямой или к параболе. Но такая носовая часть создает в сверхзвуковом диапазоне скоростей большую подъемную силу, и центр давления при этом существенно смещается вперед, что может привести к недопустимому снижению статической
устойчивости ЛА.
Снаряд ERFFBV-LAP у которого носовая |
|
|
часть занимает порядка 80 % общей |
|
|
длины снаряда и практически сразу |
Носовая игла ЗУР |
|
переходит в кормовое сужение. |
||
|
Возникает противоречие. Компромиссным решением может являться наличие носовой иглы. Возникает противоречие. Компромиссным решением может являться наличие носовой иглы.
В ряде ПЗРК дСнаряд ERFFBV-LAP
анная проблема решена за счет специальных надстроек, установленных на сферическом обтекателе.
На ПЗРК “Игла-1” такая надстройка выполнена в виде вынесенного конуса, закрепленного на трех спицах, а в ПЗРК “Игла-С” – в виде цилиндрического с винтовой образующей стержня, прикрепленного непосредственно к оптическому обтекателю, имеющему форму сферического сегмента.
Оптимизация формы носовой части
Традиционно улучшение аэродинамических характеристик летательных аппаратов осуществлялось за счет оптимизации формы поверхности. Чаще всего это связано с выбором геометрии головной части, обеспечивающей уменьшение волнового сопротивления. Известна большая группа патентов, посвященных оптимизации формы головных обтекателей (RU 2118271, CN 101382406, RU 2243489 , RU 2243490) в частности введением винтовых канавок или за счет изменения профиля образующей
Последние два патента могут быть полезными при выборе оптимальной аэродинамической формы головных обтекателей антенных устройств GPS, т.к. никаких специальных требований к форме носовых обтекателей в этом случае не существует.
Уточнить оптимальные в аэродинамическом отношении формы головных обтекателей сейчас не представляет особого труда методами численного моделирования. При этом можно полностью учесть специфику полета ЛА (профиль скорости и диапазон высот).
|
Оптимизация |
Снаряд с |
формы |
винтовыми |
образующей |
канавками на |
носовой части |
головной части |
|
В общем случае на сверхзвуковых скоростях, с точки зрения минимизации аэродинамического сопротивления, необходимо стремиться к тому, чтобы носовая часть имела большое удлинение и форму образующей близкую к прямой (коническая носовая часть) или к параболе (параболическая носовая часть).
Пример оптимизации формы носовой части УАС
Рассмотрим аэродинамические характеристики, полученные методом численного моделирования обтекания двух вариантов планера. УАС «Excalibur Block Ia», отличающихся исключительно удлинением носовой части. Вариант УАС «BlockIa-1») имеет удлинение носовой части 2.5, а варианты «BlockIa-2»– удлинение головной части 3.0, при общем удлинении фюзеляжа немногим менее 6,5.
Образующая головной части описывается следующим уравнением , y = R0 x 0.6
L
где коэффициенты RО и L определяются радиусом цилиндрической части и длиной головной части.
Геометрические модели, использованные при расчетах характеристик аэродинамического сопротивления,. отличаются только удлинением носового конуса.. Следовательно различиг в коэффициентах аэродинамического сопротивления обусловлено исключительно удлинением носовой части и в зависимости
от скорости полета достигает от 6,5 до 14 % .
Внутри очерченной границами 1, 2, 3, 4 области можно построить сетку возможных решений, которая б
Оценка влияния формы носовой части на баллистичекую эффективность ЛА
Проанализируем влияние формы носовой части на увеличение дальности стрельбы. Определяющее влияние на аэродинамическое сопротивление носовой части оказывает затупление, образованное
исполнительным механизмом. Как отмечалось выше, полностью отказаться от затупления не |
r = 2r |
|
− |
представляется возможным. В связи с этим рассмотрим уменьшение затупления носовой части |
D |
с 0,4 у базового образца до 0,2.
Сформируем в рассматриваемом диапазоне дульных скоростей область возможных решений, связанных с изменением формы носовой части в виде представленной на рисунке сетки.
Внутри очерченной границами 1, 2, 3, 4 области можно построить сетку возможных решений, которая будет состоять из линий равной скорости (изотах) (5) и линий одинаковой формы (6). Используя полученную область для разных значений дальности, можно получить комбинацию решений, представляющих собой сочетание дульной скорости и формы носовой части. Чем ближе к границе 3 расположено решение, тем выше его баллистическая эффективность, т.е. тем более рационально используется располагаемый энергетический потенциал.
Повышение дальности стрельбы за счет измкнения формы носовой части
Носовая часть гиперзвуковых ЛА
Повышенные требования к форме и качеству поверхности носовой части предъявляются для гиперзвуковых ЛА. В данном случае для ракет носовой конус может иметь длину до 2/3 от длины всего планера. Тогда случае отпадает необходимость в наличии крыльев, так как достаточная подъемная сила создается на конической носовой части
. Такой аэродинамический облик должны иметь перспективные образцы ПТУР,, ЗУР и ракет ПРО, УАС и даже БР типа «Искандер.» и боевых блоков РСН.
ПТУР КЕМ кинетического действия
Отделяемый носовойобтекатель из материала, запоминающего форму
Полетная трансформация носовой части как путь повышения аэродинамического качества ЛА
Необходимость изменения аэродинамических характеристик ЛА ближней зоны в полете связана с тем, что данный тип летательных аппаратов имеет сугубо нестационарные условия полета, как по скоростному режиму (диапазон изменения скоростей (4,0…0,5 М), так и по высоте полета (до 30 км). В итоге это связано со значительным изменением скоростного напора и режимов обтекания планера ЛА. В этом случае вполне очевидно, что для сверхзвукового и дозвукового полета оптимальный аэродинамический облик ЛА должен
быть весьма различным..
Известен способ снижения аэродинамического сопротивления (JP 4070215), путем введения выдвигающейся носовой надстройки в виде набора цилиндров с закрепленными на них уменьшающимися по диаметру дисками. Устройство позволяет изменить обтекание носовой части и существенно уменьшить аэродинамическое сопротивление, даже по сравнению с конической носовой частью соответствующего удлинения
Способ снижения аэродинамического сопротивления путем введения выдвижной носовой надстройки
Известен носовой обтекатель из материала, запоминающего форму (US 2009/0314890, рис. 3.43), который предназначен для защиты ГСН и уменьшения лобового сопротивления в полете. Запоминающий форму материал (МЗФ) меняет форму при повышенных температурах до фазы аустенита, запоминая форму заданного радиуса, чтобы уменьшить лобовое сопротивление. Когда температура уменьшается, МЗФ сплющивается до радиуса закругления ГСН.
Отделяемый носовой обтекатель из материала, запоминающего форму
Выдвижные носовые элементы
ПТУР Dragon II+ , имеющей подпружиненную телескопическую иглу с лидирующим зарядом
Варианты ПТУР TOW
Телескопическая игла в сложенном положении
Отделяемые носовые обтекатели
Известен способ увеличения дальности полета и ракета для его осуществления (RU2265788, c отделяемым носовым блоком, который снабжен телескопически соединенными между собой с возможностью разделения двумя обтекателями. Наружный обтекатель 6 имеет предпочтительную форму для сверхзвукового обтекания, а внутренний обтекатель 3 – для дозвукового режима и нормальной работы ГСН. Отделение внешнего колпака носового обтекателя может производиться с помощью специального пиротехнического устройства – двигателя отделения
Обтекателяь с двигателем отделения: 1 –устройство
Ракета c отделяемым носовым блоком взведения; 2 – колпак; 3 – сопло; 4 – двигатель отделения; 5 – поршень; 6 – электровоспламенитель
Использование головного вдува для снижения аэродинамического сопротивления
Для плохообтекаемых носовых частей применение головного вдува оказывается весьма эффективным. В то же время аэродинамика на небольших сверхзвуковых скоростях (до 3М) изучена недостаточно. Именно этими скоростями и ограничен скоростной диапазон УАС. В данном случае представляет интерес определить диапазон параметров газовой струи, соответствующих квазиустойчивому характеру течения, и оценить эффективность головного вдува при различных параметрах струи в диапазоне скоростей полета от М=1 до М=3. В качестве объекта исследования рассматривается носовая часть АУС «Краснополь 2М».
В роли критерия для сравнения выступает результирующий коэффициент лобового сопротивления, вычисляемый через результирующую силу и скоростной напор.
(3.5)
Где Fx – результирующая сила сопротивления, включающая в себя силу аэродинамического сопротивления, обусловленную давлением, и противотягу, создаваемую выдуваемой из носовой части газовой струей.
Сопротивление давления корпуса складывается из сопротивления конфигурации нос + цилиндр и донного сопротивления. По своей сути коэффициент Cr является аналогом коэффициента , учитывающим особенности головного вдува. При расчете сопротивления давления носовой части вычисляется интеграл давления по поверхности и считается, что давление на донный срез равно статическому давлению в невозмущенном потоке, а при расчете донного сопротивления рассматривается разница между статическим давлением в невозмущенном потоке и реальным давлением на донном срезе. При такой постановке вопроса может быть получено отрицательное значение (Cr).
Носовая часть ЛА с подводом газа в застойную зону через носовую надстройку
Использование головного вдува для снижения аэродинамического сопротивления
. Резюмируя результаты математического моделирования процессов интерференции потоков головного вдува обтекания УАС сделаны следушие заключения:
Для рассматриваемой носовой части использование головного вдува позволяет снизить результирующий коэффициент сопротивления на 0.03…0.12 в зависимости от числа Маха, что составляет порядка 7...20% от коэффициента аэродинамического сопротивления УАС. При этом снижение аэродинамического сопротивления наблюдается во всем рассматриваемом интервале скоростей (1.3...3 М).
Секундный массовый расход (в диапазоне 0.05...0.1 кг/с) и степень недорасширения (в интервале .50) незначительно влияют на величину коэффициента аэросопротивления, что делает более предпочтительным вариант с малым секундным массовым расходом и степенью недорасширения близкой к 7.
В диапазоне скоростей 1.7...3 М эффект от применения головного вдува соизмерим с эффектом от применения аэродинамической иглы, а в диапазоне скоростей 1.3...1.7 М головной вдув более эффективен с точки зрения снижения лобового сопротивления, чем носовая игла.
Сравнение полей давления для носовых частей с головным вдувом и без вдува
Синтез комплексов
АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ НАПРАВЛЕНИЕ ПОВЫШЕНИЯ БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ
Уменьшение аэродинамического сопртивления комовой части
Лекция 9 (2023)
Снижение аэродинамического донного сопротивления изменением статичной геометрии кормовой части
Для минимизации донной составляющей аэродинамического сопротивления
существуют различные решения. Сужающаяся кормовая часть способствует уменьшению донного аэродинамического сопротивления, но при этом оказывает негативное влияние на подъемную силу, формируя отрицательную ее составляющую на обратном конусе. С целью уменьшения данного эффекта используется кормовая часть в виде пустотелого усеченного конуса со сквозными отверстиями, площадь которых составляет 10…20% от боковой поверхности конуса.
Простым и достаточно распространенным решением, ориентированным на снижение донного сопротивления, является донная выемка, позволяющая увеличить дальность полета примерно на 5%. Недостатком таокго решения является увеличение осевого габарита снаряда либо уменьшение полезной нагрузки при сохранении габаритов.
Кормовая часть снаряда «Китолов
. Снаряд с доннойвыемкой
Снижение донного аэродинамического сопротивления изменением статичной геометрии кормовой части
Рассмотрим влияние формы кормовой части на увеличение дальности стрельбы. Будем рассматривать кормовую часть с прямолинейной образующей. С точки зрения снижения лобового сопротивления оптимальный угол наклона образующей кормовой части составляет 6°…10. Будем рассматривать угол наклона образующей 10°. Учитывая ограничения на габаритные размеры, максимальное из рассматриваемых удлинений кормовой части зафиксируем на уровне 1,4. При этом сужение кормовой части составит 0,5. Далее, используя подход, описанный ранее для носовой части, сформируем область возможных решений.
Одним из эффективных путей снижения донного сопротивления является выполнение выемки в кормовой части снаряда, изменяющей структуру рециркуляционной зоны в донном пространстве и уменьшающей донное разрежение. Размеры выемки определены габаритными ограничениями, предъявляемыми к выстрелу. Построим область возможных решений для кормовой части с сужением и выемкой в донном срезе, полученным на основе численного эксперимента, основой которого являлось математическое моделирование процессов обтекания ЛА с. данными геометричесикми особенностями
Повышение аэродинамического качества ЛА при полетной трансформации
кормовой части
Известны конструкции выдвижных кормовых отсеков. Часть из них, как например, артиллерийский снаряд (WO 02/06760), направлена на улучшение стабилизации снаряда в полете за счет увеличения его длины и отнесения раскрывающихся при
телескопической трансформации стабилизаторов на большее расстояние от центра масс
Другая часть технических решений реализует трансформацию кормовой части ЛА с целью снижения его донного сопротивления путем формирования конической кормовой части.
Одним из примеров таких решений является пуля с хвостовой частью, принимающей в полете удобообтекаемую форму за счет трансформации конической пружины (Патент РФ 2502941).
Известна кормовая часть снаряда, трансформируемая в составной ступенчатый конус из набора телескопически сложенных цилиндрических колец с упорными буртиками за счет усилия предварительно сжатой пружины (патент GB2 394 029).
1 – оболочка пули |
Трансформируемая |
||
кормовая часть ЛА |
|||
2 |
– винтовая пружина |
||
(патент GB2 394 |
|||
3 |
- зацеп (крюк) |
||
4 |
– фиксатор |
029). |
|
5 |
- стабилизатор, |
|
|
6 |
- обтекатель, |
|
|
7 |
- подушка, |
|
|
8 |
- патрон, |
|
|
9 |
- бортик витков. |
|
|
Трансформируемая в полете пуля
Формируемые в полете кормовые обтекатели деформируемой гофрированной мембраной
Устройство трансформации кормового отсека на основе деформируемого элемента в виде совокупности зигзагообразных гофров: 1 – кормовая часть; 2 – дроссельное устройство;
3 – опорный диск; 4 –мембрана
Коническая оболочка формируется за счет раскрытия и деформации гофрированной части исходной оболочки, Необходимым условием формирования кормового обтекателя с необходимым углом конусности α становится соотношение длин исходной и потребной оболочек, т.е.
до и после деформирования. Очевидно, что выполнить данное условие возможно только, если образующей исходной оболочки придать заранее спроектированный гофрированный профиль и выбрать материал оболочки с необходимым и Свойствами пластичности
LM = |
D −d |
|
1 |
|
|
2sinα |
(1+ К) |
||||
|
|
||||
|
|
||||
здесь |
LM – длина |
||||
оболочки; D – калибр снаряда; d – диаметр центральной части мембраны; α – проектный угол конусности обтекателя; К – коэффициент относительного удлинения
материала мембраны за счет пластической деформации
Трансформируемый кормовой обтекатель для УАС с РДТТ
Рассмотренные выше варианты формирования кормового обтекателя снаряда применимы только для УАС без РДТТ, размещенного в его хвостовой части. Для УАС с ДУ типа РДТТ целесообразно, для повышения дальности полета, иметь некоторую задержку его включения относительно выхода снаряда из ствола. Результаты исследований показывают, что в зависимости от дульной скорости такая задержка должна составлять 15…20 с. За это время отрицательный импульс донного сопротивления составит значительную величину, что приведет к ощутимому уменьшению максимальной дальности полета. На некоторых перспективных УАС данная проблема решается включением на указанное время задержки донного газогенератора (ДГГ), т.е. использованием комбинированной бортовой энергетической установки (ДГГ+РДТТ). Так как трансформируемый в полете кормовой обтекатель выступает проектной альтернативой ДГГ, то необходимо и для данного случая найти конкурентоспособный вариант его исполнения. Именно такой вариант трансформируемого в полете кормового обтекателя представлен на данной конструктивнойсхеме
Траектории полетов УАС с РДТТ с планированием при оптимальном угле атаки и при наличии дополнительно ДГГ или ТКО
Зависимости коэффициента силы лобового сопротивления и прироста дальности для различных сужений кормовой части
0.7
0.6
0.5
0.4
0.3
0.2
0.1
0
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Результаты исследования, проведенные с целью выявления эффекта |
|
|
|||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
снижения аэродинамического сопротивления для ТКО в форме усеченного |
|
|
|||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
конуса, представлены в виде зависимостей коэффициента силы лобового |
|
|
|||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
сопротивления от числа М для различных сужений кормовой части при угле |
|
|
|||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
конусности 10 град. Уменьшение сужения кормовой части приводит к |
|
|
|||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
снижению коэффициента лобового сопротивления во всем исследуемом |
|
|
|||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
диапазоне скоростей полета |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Результаты моделирования полета УАС по баллистической траектории для |
|
|
|||||||||||||||
|
|
|
|
|
ηi = di |
|
|
различных чисел позволяют построить зависимость увеличения максимальной |
||||||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
дальности полета снаряда по отношению к базовому варианту без сужения |
|
|
|||||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
D |
|
|
кормовой части . Данная зависимость позволяет говорить о максимальном |
|
|
|||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
приросте дальности полета в 25% при реализации полного конуса на АУС. При |
|
|
|||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
этом по мере роста сужения от 0 до 0.3 прирост дальности полета изменяется |
|
|
|||||||||||||||
Сх0 |
|
|
|
|
|
|
не существенно. |
|
|
∆X30 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
,% |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Xбаз25 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
20 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
15 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
10 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
5 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
0 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
М |
|
0 |
0.2 |
0.4 |
0.6 |
0.8 |
1 |
|||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
0.5 |
1 |
1.5 |
2 |
2.5 |
3 |
|
|
|
|
Зависимостей прироста дальности полета УАС от |
|
|
||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||
зависимости коэффициента силы лобового |
сужения кормовой части для баллистической |
|
сопротивления от числа М (для различных |
||
траектории |
||
сужений кормовой части) |
||
|
Зависимости прироста дальности для различных сужений кормовой части от скорости полета и удлинения ЛА
Полученные зависимости прироста максимальной дальности от величины дульной скорости свидетельствует об увеличении относительного прироста дальности от 7 до 12% в зависимости от дульной скорости. Это свидетельствует о том, что с увеличением скорости эффективность применения ТКО возрастает.
Эффект снижения аэродинамического сопротивления за счет трансформируемой хвостовой части для снарядов различного удлинения снижается с ростом удлинения летательного аппарата, так как в этом случаях уменьшается доля донного сопротивления. Полученные зависимости позволяют выработать рекомендации по использованию трансформируемой кормовой части различной геометрии при проектировании перспективных образцов УАС. Использование трансформируемой кормовой части на снарядах малого удлинения , необходимого для обеспечения габаритов штатных АС, приведет к увеличению степени статической устойчивости. Однако оценка моментных характеристик указанных снарядов при наличии трансформируемой кормовой части требует более глубокого исследования.
40 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
∆X |
,% |
25 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||
35 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Xбаз |
20 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||
30 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
25 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
15 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
20 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
15 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
10 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
10 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
5 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
5 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
λ |
|
||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
0 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
550 |
650 |
750 |
850 |
950Vд, м/с |
|
0 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
ф |
|
||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||||||||
|
7 |
8 |
9 10 11 12 13 14 15 16 17 |
|||||||||||||||||||||||||
Прирост дальности полета УАС в зависимости от |
Прирост дальности полета УАС c ТКО в |
|
дульной скорости для баллистической |
||
зависимости от общего удлинения снаряда |
||
траектории |
||
|
Эффективность комбинированных решений, сочетающих рассмотренные ранее варианты
Максимальная баллистическая эффективность (на 30% больше, чем у базового образца). Максимальная дальность полета (в 2 раза больше, чем у базового образца) достигается при сочетании мероприятий, направленных на улучшение формы носовой части, и мероприятий, связанных с минимизацией донного сопротивления.
Анализ совмещенной картины показывает, что при необходимости повышения дальности стрельбы до 40 % возможно использование всех предложенных вариантов. При этом наименее рациональное с точки зрения баллистической эффективности решение (увеличение дульной скорости при сохранении базовой геометрии) потребует максимального увеличения дульной скорости (до 360 м/с), в то время как наиболее рациональное позволит ограничиться повышением дульной скорости до 270 м/с.
Увеличение дальности на 70…100 % может быть реализовано только при условии сочетания всех рассмотренных вариантов.
Выбор конкретного решения (точка А) на поле возможных решений должен происходить с учетом дополнительных ограничений на массу установки,, возможности изменения исполнительного и ограничения нутационных колебаний при смещении центра давления