Способ определения основных летных характеристик управляемых морских ракет

Изобретение относится к области вооружения и может быть использовано при определении точности комплексов ракетного оружия длительных сроков хранения. Технический результат - повышение эффективности применения комплексов ракетного оружия при стрельбе по заданной цели. По способу предусматривают определение основных летных характеристик управляемых морских ракет с учетом сроков его хранения. При длительных сроках хранения ракеты, до 40 лет и более, учитывают степень истощения порохового заряда стартового двигателя - неполноту его горения. По этому параметру определяют изменение основных летных характеристик в конце стартового участка траектории. При этом для зенитной управляемой ракеты летные характеристики определяют по одному аналитическому выражению, а для крылатой ракеты – по другому аналитическому выражению. 15 ил.

 

Изобретение относится к области вооружении и военной техники, комплексы и системы военного назначения и может быть использовано в области эксплуатации и восстановлении вооружения и военной техники, техническом обеспечении.

Полет ракеты - одна из форм механического движения, в котором необходимо знать перемещения ракеты относительно Земли и относительно частиц окружающей среды - воздуха.

Для определения основных летных характеристик ракетного оружия длительного срока хранения на участке стартового разгона траектории были исследованы комплексы ударного ракетного оружия (крылатые ракеты) и зенитные управляемые ракеты.

Известные труды по исследованию динамики полета ракет до настоящего время не рассматривают влияние геронтологических изменений пороховых зарядов и других элементов двигательных установок на их основные летные характеристики. Получение таких данных путем стрельбовых испытаний требуют больших затрат как материальных, людских, временных, так и интеллектуальных ресурсов, а так же принципиальную невозможность воспроизвести геронтологические изменения для обеспечения однородности условий эксперимента.

На основе обзора и анализа работ по определению состояния порохов были выделены доступные методы, позволяющие ответить на принципиальный вопрос об изменении свойств порохового заряда.

К ним относятся изменение плотности пороха - основного показателя, а, следовательно, и массы заряда; изменение цвета пороховых элементов, состояние их поверхности, хрупкость; скорость горения на открытом воздухе.

Представляется целесообразным, опираясь на известные методы определения летных характеристик ракетного оружия, развить способ таким образом, что бы он был чувствителен к параметрам моделирования геронтологических изменений пороховых зарядов двигательных установок (ДУ).

На фигурах 1 и 2 представлены пороховые заряды (РСИ-60 и ФСГ-2), находящиеся на хранении в интервале от 25 до 45 лет. Изменение внешней поверхности, цвета и растрескивание ПЗ РДТТ подтверждает его чувствительность к внешним воздействиям на боеприпас, по мере окончания гарантийного срока хранения. Это связано с изменением физико-химических свойств.

Внешним осмотром оценивалось состояние пороховых зарядов ДУ. При осмотре выяснилось, что весь пороховой заряд имел растрескивание торцевых частей. Так же наблюдалось расслоение порохового заряда ДУ. Сквозные трещины отсутствовали.

Оценка степени разложения пороховых элементов производилась визуально.

Результаты проведенных исследований и фотографии изменения внешней поверхности, цвета и растрескивание порохового заряда РДТТ представлены на фигурах 1 и 2.

Разделение ракетного оружия на крылатые и зенитные управляемые ракеты, во время проведения исследования, обуславливается тем, что траектория полета их различается друг от друга, а следовательно и влияние геронтологических изменений на основные летные характеристики не идентично.

К основным летным характеристикам зенитных управляемых ракет (ЗУР) принято относить диапазоны скоростей, дальностей и высот полета, характеристики устойчивости, управляемости и маневренности. Указанные летные характеристики оказывают определяющее влияние на боевые возможности и эффективность применения ракетного комплекса и зависят от свойств ракеты как летательного аппарата. Это говорит о возможности рассмотрения ЗУР вне связи с процессами, происходящими в системе управления.

Баллистический расчет должен дать все основные параметры траектории, исходя из которых можно судить о необходимых характеристиках системы управления и ракетного комплекса в целом. Обычно расчет ведется в нескольких приближений. Сначала устанавливаются характеристики траектории центра масс ракеты с учетом основных уравнений динамики полета и кинематических зависимостей, вытекающих из предполагаемого метода наведения. При этом устанавливается целесообразность выбираемого метода наведения на цель и возможность ее поражения, определяется кривизна траектории и нормальные ускорения ракеты. В процессе проектирования и изготовления ракетного комплекса баллистические расчеты повторяются с введением в них новых данных о ракете, системе ее стабилизации и управления. У правильно стабилизированных и хорошо управляемых ракет реальная траектория близка к расчетной.

Несмотря на определенное различие баллистических задач для различных классов ракет, постановки этих задач и последующее их решение в основном остаются общими. Это связано с тем, что движение ракет подчиняются законам механики и описываются однотипными дифференциальными уравнениями.

В полете на ракету действуют следующие основные силы и моменты (фиг. 3):

1. Сила тяжести.

2. Сила тяги реактивного двигателя:

3. Подъемная сила и сила лобового сопротивления.

Уравнение движения ракеты в проекциях на касательную и нормаль можно записать в следующем виде:

Кинематические уравнения:

Уравнения вращения относительно центра тяжести можно записать так:

Уравнения моментов

где Jz1 - момент инерции ЗУР относительно оси OZ1.

Кинематические уравнения

Закон изменения веса ракеты

На участке старта обеспечивается режим полета близкий к прямолинейному. Это сделано для того, чтобы к моменту окончания работы стартового двигателя ракета находилась в заданной области пространства и отклонение направления полета от требуемого не превышало допустимые величины. Для решения этой задачи обычно обеспечивают только угловую стабилизацию ракеты. Необходимый стабилизирующий момент по углу атаки и демпфирующий момент создаются стабилизирующим оперением. Дополнительные стабилизирующий и демпфирующий моменты, пропорциональные отклонению в угле тангажа и угловой скорости вращения ракеты, могут создаваться за счет отклонения СУ рулей второй степени, если они обладают достаточной эффективностью в стартовой компоновке ракеты.

Приближенное определение летных характеристик ракеты производится без учета реальных процессов в звеньях системы управления, полагая, что она решает свои задачи идеально и ракета движется по требуемой траектории при старте и наведении. При этом требуемая нормальная перегрузка не превышает нормальную располагаемую перегрузку.

Рассматривая движение летательного аппарата под действием приложенных к нему сил (аэродинамической, гравитационной и реактивной), внешняя баллистика ставит целью: получение исходных данных для проектирования ракетных комплексов, и ракет к ним; обеспечение испытаний новых систем; проведение траекторных измерений и определение сил в полете […].

Применительно к ЗУР задача внешней баллистики рассматривается в постановке основной задачи внешней баллистики, при этом ракета вовремя своего движения рассматривается как материальная точка с переменной массой, движущаяся под действием сил, указанных на рисунке 1.

Движение ЗУР рассматривается в нормальной земной системе координат. Влияние вращения Земли учтем введением постоянного по величине и направлению ускорения свободного падения, пренебрегая кориолисовым ускорением; кривизну Земли так же учитывать не будем.

При решении задачи внешней баллистики на стартовом участке траектории зенитных управляемых ракет принимаются следующие допущения […]:

1. В любой момент времени продольная ось ракеты совпадает с вектором скорости.

2. Считаем поверхность моря плоскостью, проходящей через линию горизонта.

3. Поле силы тяжести однородное: g=const.

4. Рассматривается движение тела с переменной массой.

5. На стартовом участке траектории скорость ЗУР постоянна.

6. Наведение ЗУР на цель рассматривается только в вертикальной плоскости.

7. Движение цели прямолинейное.

8. Атмосфера неподвижна.

9. Вращение Земли отсутствует.

Центр масс ракеты описывает траекторию ОАВЦ (фиг. 4). За начальную точку траектории (О) принимается точка вылета (схода), под которой понимают положение центра масс снаряда в момент, когда он теряет механическую связь с направляющей. В точку вылета помещаем начало неподвижной декартовой системы координат. Горизонтальную плоскость, проведенную через точку вылета, будем называть плоскостью моря, а вертикальную плоскость, проходящую через эту же точку - плоскостью стрельбы.

Из фигуры 4 видно, что начальный участок траектории ракеты (оа) -соответствует участку старта, участок (ab) - вывод ракеты на требуемую траекторию метода, участок (bц) - соответствует траектории метода наведения.

На участке старта ЗУР разгоняется под действием тяги стартового двигателя до скорости, достаточной для нормального управления и наведения ее на цель. На начальном участке траектории осуществляется автономное управление: обеспечивается угловая стабилизация ракеты по крену, тангажу и курсу. В момент отделения стартового двигателя (точка а), либо несколько позже, на вход автопилота начинают поступать команды управления, под действием которых ракета выводится на траекторию принятого метода наведения.

Участок (bц) является основным участком полета ракеты. На этом участке, под действием команд, вырабатываемых корабельной системой управления и передаваемых на борт ракеты по линии телеуправления, ракета наводится на цель. Это происходит с некоторой допустимой ошибкой, поэтому для поражения воздушной целина ЗУР устанавливается радиовзрыватель. Это сделано для того, чтобы в случае промаха ракеты срабатывает радиовзрыватель и выдает сигнал на подрыв боевой части (БЧ), осколками которого поражается цель.

Движение ракеты на участках траектории (ab) и (bц) осуществляется под действием тяги основного маршевого двигателя.

Следует подчеркнуть, что представленная постановка задачи обусловлена необходимостью рассмотрения полета тела переменной массы.

Время горения порохового заряда стартовой двигательной установки составляет ~ 3…6 секунды.

Горение маршевого заряда продолжается ~ 13…19 секунд.

Для определения зависимости изменения скорости, наклонной дальности и высоты полета ракеты в конце стартового участка траектории, от времени горения и степени истощения порохового заряда двигательной установки воспользуемся выражениями:

В процессе длительного хранения, из-за геронтологического изменения порохового заряда, изменяется средняя плотность пороха ввиду процессов массопереноса и автокатализа. В модельной задаче эти изменения учитываются в виде изменения доли сгоревшего порохового заряда двигательной установки (μ), величина которой для кондиционного ПЗ равна 1.

Это означает, что в модельной задаче при определении влияния геронтологических изменений порохового заряда ДУ на характеристики внешней баллистики зенитных управляемых ракет принято, что при стрельбе ракетой с кондиционным пороховым зарядом ДУ сгорает весь заряд, что и отражает выражение (μ=1). Тогда для порохов длительных сроков хранения эффект их истощения рассматривается как неполное сгорание порохового заряда ДУ, то есть μ<l.

Учитывая то, что в составе нитроглицериновых порохов имеются малостойкие химические вещества, которые и способствуют их химическому разложению (содержащийся в порохе азот (не более 14,14%), реагируя с водородом воздуха образует азотную и азотистую кислоты, поэтому реакция является автокаталитической), а также как показал анализ химического состава порохов и исследования по снижению массы ПЗ в ходе их длительного хранения, в диапазоне до 30-40 лет, снижение массы заряда составляет 3-7%, а иногда и более, целесообразно рассмотреть диапазон изменения доли сгоревшего порохового заряда РДТТ μ=0,85…1,0.

При рассмотрении такой модели были заданы следующие значения доли сгоревшего порохового заряда ДУ:

для нормальных пороховых зарядов двигательных установок ЗУР, срок хранения которых является гарантийным, доля сгоревшего порохового заряда ДУ μ=1;

для пороховых зарядов двигательных установок ЗУР, срок хранения которых находится в пределах от 25 до 35 лет, доля сгоревшего порохового заряда ДУ μ=0,95;

для истощенных, в процессе длительного хранения (35-40 лет), пороховых зарядов двигательных установок ЗУР доля сгоревшего порохового заряда ДУ μ=0,9;

для максимально истощенных пороховых зарядов двигательных установок ЗУР (40 и более лет) доля сгоревшего порохового заряда ДУ μ=0,85.

Для определения зависимости изменения основных летных характеристик в конце стартового участка траектории ракет, при изменении доли сгоревшего порохового заряда, подставим в выражения (10)-(12) значения доли сгоревшего порохового заряда РДТТ (μ).

На фигурах 5-7 показаны зависимости изменения основных летных характеристик ЗУР от времени горения порохового заряда ДУ.

Полученные результаты послужили основанием для выявления закономерности изменения скорости зенитной управляемой ракеты в конце стартового участка траектории как функции степени истощения порохового заряда двигательной установки в процессе длительного хранения, которая выражалась через долю сгоревшего порохового заряда (μ) (фиг. 8).

При этом кривые функции V((μ) аппроксимировались линейными функциями, после чего было получено обобщенное уравнение в виде:

Изменения наклонной дальности ЗУР в конце стартового участка траектории послужили основанием для выявления зависимости от степени истощения порохового заряда ДУ в процессе длительного хранения (фиг. 9).

При этом кривые функции r(μ) аппроксимировались линейной функцией, в результате чего было получено обобщенное уравнение в виде:

Изменения высоты ЗУР в конце стартового участка траектории послужили основанием для выявления зависимости от степени истощения порохового заряда ДУ в процессе длительного хранения (фиг. 10).

Кривые функции Н(μ) аппроксимировались линейной функцией, в результате чего было получено обобщенное уравнение в виде:

при 0,85≤μ≤1.

Полученные выражения (13)-(15) позволяют определять основные летные характеристики в конце стартового участка траектории полета ЗУР в зависимости от доли сгоревшего порохового заряда ДУ (μ), не решая каждый раз задачу внешней баллистики.

Для оценки летных характеристик крылатых ракет (КР) в качестве расчетной примем траекторию низколетящей ракеты (фиг 11). Считаем, что в пределах высот Н=0…500 м плотность воздуха изменяется на 4%, поэтому параметры стандартной атмосферы можно определить при Н=0 независимо от Нм. Кроме того, искривление траектории после старта КР при выходе на маршевую высоту, а также на участке самонаведения мало влияет на скорость и дальность КР. Поэтому на расчетной траектории (фиг. 11) выделим только режимы: прямолинейного стартового разгона (0-1), горизонтального разгона (1-3), горизонтального установившегося полета (3-6).

Из фигуры 11 видно, что траектория полета крылатых ракет разбивается на основные этапы:

0-1 - стартовый разгон;

1-2 - выход на заданную (маршевую Нм) высоту полета ракет;

В случае III ракета осуществляет послестартовую «горку» с одновременные разгоном до скорости в начале маршевого участка траектории.

2-3 - разгон ракет на заданной высоте;

3-4 - полет крылатых ракет на заданной высоте с постоянной (примерно) маршевой скоростью VM;

4-5 - программный выход на малую высоту;

5-6 - самонаведение ракет на цель - полет при криволинейной траектории с относительно малой кривизной и углом наклона к горизонту.

Необходимо отметить, что при использовании ракет, имеющих траекторию полета III вида (фиг. 11), то есть летящих на предельно малых высотах, «горка» на траектории может быть не только вначале полета, но и в конце. Послестартовая горка связана с тем, что в конце стартового разгона ракета находится на высоте больше маршевой и летит с углом Θ>0, так как в процессе изменения направления полета она успевает подняться на высоту нескольких сотен метров. «Горка» в конце полета ракеты может способствовать повышению надежности самонаведения ракеты на цель в условиях волнения моря, когда цель может скрываться за гребнями волны.

Траектория полета крылатой ракеты обычно определяется теоретически путем решения системы дифференциальных уравнений движения ракеты при заданных номинальных значениях параметров ракеты и внешних возмущениях. Поэтому можно утверждать, что параметры траектории полета ракеты (кинематические параметры движения) зависят от точности математического описания полета и в общем случае в реальных условиях полета КР это переменные величины, меняющиеся по случайным законам (случайные возмущения, действующие на ракету и систему управления). При определении летных характеристик крылатых ракет принято упрощать реальную траекторию полета. Маломеняющиеся параметры движения КР, которые не оказывают особое влияние на траекторию полета, принимаются постоянными величинами. Используется понятие режим полета - движение, при котором один или несколько кинематических параметров остаются постоянными. В условиях реального полета эти кинематические параметры поддерживаются около требуемого уровня системой управления (Н=const) либо естественным взаимодействием сил (V=const).

При решении задачи в первом приближении определим элементы траектории движения ракеты без учета сопротивления воздуха. Кроме того считаем траекторию стартового участка ракеты - прямолинейной. Также примем допущение о постоянстве массы ракеты m0=const, которая составляет величину , что соответствует средней массе крылатой ракеты от начала ее движения до конца стартового участка траектории.

Отсюда:

В модельной задаче по определению основных летных характеристик траектории полета крылатых ракет от степени истощения порохового заряда стартового двигателя, также как и у других видов ракетного и реактивного оружия, учитываются в виде изменения доли сгоревшего порохового заряда РДТТ (μ), величина которой для кондиционного ПЗ РДТТ равна 1.

Для определения зависимости изменения скорости КР в конце стартового участка полета при различных значениях доли сгоревшего порохового заряда подставим в выражение (16) значения доли сгоревшего порохового заряда СД (μ), соответствующие определенным годам хранения ПЗ СД(фиг. 12).

На основе выражения (16) представляется возможным оценить зависимость изменения скорости КР в конце стартового разгона как функции степени истощения порохового заряда ДУ в процессе длительного хранения (фиг. 13).

При этом кривые функции V(μ) аппроксимировались линейными функциями, после чего было получено обобщенное уравнение в виде:

Изменения дальности стартового участка траектории КР (фиг. 14) послужили основанием для выявления зависимости дальности стартового участка траектории КР как функции степени истощения порохового заряда ДУ в процессе длительного хранения (фиг. 15).

При этом кривые функции D(μ) аппроксимировались линейной функцией, в результате чего было получено обобщенное уравнение в виде:

при 0,85≤μ≤1.

Полученные выражения (19) и (20) позволяют определять основные летные характеристики в конце стартового участка траектории полета КР в зависимости от доли сгоревшего порохового заряда ДУ (μ), не решая каждый раз задачу внешней баллистики.

Таким образом, достижение требуемой эффективности применения комплексов ракетного оружия обуславливает необходимость внесения поправок на геронтологические изменения порохового заряда двигательной установки в исходные данные при подготовке стрельбы и коррекцию методов их боевого применения.

Технико-экономический эффект данного изобретения предполагает повышение точности стрельбы комплексами ракетного оружия длительных сроков хранения.

Способ определения основных летных характеристик управляемых морских ракет, заключающийся в определении основных летных характеристик ракетного оружия с учетом сроков его хранения, отличающийся тем, что при длительных сроках хранения ракеты учитывают степень истощения порохового заряда стартового двигателя - неполноту его горения, по которой определяют изменение основных летных характеристик в конце стартового участка траектории, причем для зенитной управляемой ракеты летные характеристики определяют по следующим выражениям:

V(μ)=1470μ-980,49;

r(μ)=2206,1μ-1470;

H(μ)=18772μ-12515,

а для крылатой ракеты - по следующим выражениям:

V(μ)=1124,4μ-742,6;

D(μ)=7896μ-6239,3,

где V(μ) - изменение скорости;

r(μ) - изменение наклонной дальности;

H(μ) - изменение высоты;

D(μ) - изменение дальности;

μ - диапазон изменения доли сгорающего порохового заряда при хранении ракеты до 40 лет и более (0,85≤μ≤1).



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к крылатым и аэробаллистическим ракетам с прямоточными воздушно-реактивными двигателями (ПВРД). Сверхзвуковая ракета (СР) включает фюзеляж в составе головного, центральных и хвостового отсеков, ПВРД и нерегулируемый воздухозаборник, бортовую аппаратуру системы управления в составе системы инерциальной навигации, системы конечного наведения, высотомера и обеспечивающих систем, аэродинамические рули, утопленную в камере сгорания ПВРД твердотопливную стартово-разгонную ступень.

Изобретение относится к средствам противоздушной обороны и конкретно к способу перехвата летательных аппаратов - ЛА самонаводящейся электроракетой - ЭР. Технический результат - повышение вероятности поражения ЛА за счет возможности повторной атаки ЭР.

Изобретение относится к области военной техники, в частности к баллистическим ракетам. Технический результат – повышение точности стрельбы.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетам с воздушно-реактивным двигателем - ВРД. Технический результат - увеличение скорости и дальности полета ракеты, расширение тягово-аэродинамических характеристик ВРД.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетам и способам стрельбы ими, и может найти применение в реактивных системах залпового огня. Объект изобретения представляет собой способ стрельбы ракетой, снабженной ракетным двигателем на твердом топливе.

Изобретение относится к области ракетной техники и, в частности, к аэродинамическим поверхностям для авиационных средств поражения и может быть использовано в различных типах и классах управляемых авиационных средств поражения.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке ракет с воздушно-реактивным двигателем. Технический результат - увеличение дальности полета ракеты.

Изобретение относится к боеприпасам, а именно к устройствам ствольного сверхзвукового разгона реактивных снарядов кинетического действия. Технический результат - обеспечение разгона снаряда кинетического действия в стволе реактивного метательного устройства за счет полного сгорания заряда реактивного двигателя Устройство содержит цилиндрический ствол.

Изобретение относится к средствам активного воздействия на атмосферные явления и, в частности, к реактивным снарядам. Технический результат – повышение эффективности действия.

Изобретение относится к боеприпасам и, в частности, к артиллерийским снарядам. Технический результат - увеличение дальности полета артиллерийского снаряда.

Изобретение относится к области вооружения и может быть использовано при определении точности комплексов ракетного оружия длительных сроков хранения. Технический результат - повышение эффективности применения комплексов ракетного оружия при стрельбе по заданной цели. По способу предусматривают определение основных летных характеристик управляемых морских ракет с учетом сроков его хранения. При длительных сроках хранения ракеты, до 40 лет и более, учитывают степень истощения порохового заряда стартового двигателя - неполноту его горения. По этому параметру определяют изменение основных летных характеристик в конце стартового участка траектории. При этом для зенитной управляемой ракеты летные характеристики определяют по одному аналитическому выражению, а для крылатой ракеты – по другому аналитическому выражению. 15 ил.

Наверх