Крылатые ракеты
Работа из раздела: «
Военное дело и гражданская оборона»
/
Оглавление
Оглавление
Введение
1. Предварительные изыскания
1.1 Анализ прототипов
1.2 Современные требования к проектированию КР
1.2.1 Технические требования
1.2.2 Эксплуатационные требования
1.2.3 Тактические требования
1.3 Выбор аэродинамической схемы ЛА
1.3.1 Суммарная оценка снарядов различных схем
1.3.2 Выводы
1.4 Выбор геометрических параметров ЛА
1.5 Обоснование выбора типа старта
1.6 Выбор двигательной установки
1.7 Выбор материалов конструкции
1.8 Выбор способа управления
1.9 Выбор типа СУ и наведения ракеты на цель
1.10 Выбор типа расчетной траектории
1.11 Обоснование типа рулевого привода
1.12 Выбор типа БЧ
1.13 Предварительная компоновка ракеты
1.13.1 Схема электропитания
1.13.2 Носовая часть ракеты
1.13.3 Отсек БЧ
1.13.4 Баковый отсек
1.13.5 Отсек бортового оборудования
1.13.6 Отсек ДУ
2. Общее проектирование
2.1 Основные функции САПР ЛА
2.2 Расчет параметров траектории и облика ЛА в программе САПР 602
2.2.1 Задание на генерацию
2.2.2 Исходные данные
2.2.3 Программа
2.2.4 Результаты расчета
2.2.5 Расчет стартовой массы ЛА
2.2.6 Графики
3. Определение нагрузок, действующих на ЛА
3.1 Выбор расчетного режима
3.2 Исходные данные
3.2.1 Головная часть ракеты
3.2.2 Центральная часть ракеты
3.2.3 Несущие поверхности ракеты (крылья)
3.2.4 Органы управления ракеты (рули)
3.3 Координата центра давления ракеты
3.4 Определение силы лобового сопротивления ЛА
3.5 Определение изгибающих моментов, перерезывающих сил на корпус
3.6 Продольные нагрузки
4. Устойчивость и управляемость
4.1 Общая методика расчета устойчивости и балансировки
4.2 Определение потребной аэродинамической силы управления
5. Спецчасть и агрегат
5.1 Анализ механизмов раскладки крыла
5.1.1 Механизм раскладки крыла №1
5.1.2 Механизм раскладки крыла №2
5.1.3 Механизм раскладки крыла №3
5.1.4 Механизм раскладки крыла №4
5.1.5 Механизм раскладки крыла №5
5.1.6 Вывод
5.2 Цельноповоротное крыло с ВППОКр (винтовой привод поворота и опускания крыла)
5.2.1 Расчет геометрических параметров ВППОКр
5.2.2 Расчет нагрузок на крыло и ВППОКр при раскладке крыла
5.2.3 Динамический расчет нагрузок на крыло
5.2.4 Расчет элементов ВППОКр
5.2.4.1 Срез и изгиб пальцев винтового преобразователя
5.2.4.2 Кручение боковины винтовых цилиндров
6. Технологическая часть
6.1 Обоснование схемы членения ЛА
6.1.1 Технологические характеристики стыков
6.1.2 Выбор метода взаимозаменяемости по стыкам
6.1.3 Технологическая характеристика и выбор материалов для изготовления ЛА
6.2 Технологический процесс сварки
6.3 Требования к общей сборки изделия
6.4 Директивные указания на сборку
6.5 Этапы сборки
7. Охрана труда
7.1 Общие требования к охране труда
7.2 Требования к охране труда при проектировании ЛА
7.2.1 Допустимый уровень шума
7.2.2 Требования к параметрам микроклимата помещения
7.2.3 Эргономические требования
7.3 Расчет числа ламп в помещении
8. Экономическая часть
8.1 Методика расчета
8.1.1 Затраты на ОКР
8.1.2 Затраты на НИР
8.1.3 Отпускная цена ракеты
8.1.4 Отпускная цена двигателя
8.1.5 Затраты на топливо
8.1.6 Затраты на эксплуатацию
8.1.7 Расчет числа ЛА, необходимого для поражения цели
8.2 Исходные данные
8.3 Результаты расчета
8.4 Вывод
9. Список используемой литературы
Введение
Процесс создания современных КР является сложнейшей научно-технической задачей, которая решается совместно рядом научно-исследовательских, проектно-конструкторских и производственных коллективов. Можно выделить следующие основные этапы формирования КР: тактико-техническое задание, технические предложения, эскизное проектирование, рабочий проект, экспериментальная отработка, стендовые и натуральные испытания.
Работы по созданию современных образцов КР ведутся по следующим направлениям:
· увеличению дальности и скорости полёта до сверхзвуковой;
· использованию для наведения ракет комбинированных многоканальных систем обнаружения и самонаведения;
· снижению заметности ракет за счёт применения технологии «стелс»;
· повышению скрытности ракет путём уменьшения высоты полёта до предельных границ и усложнения траектории полёта на её конечном участке;
· оснащению бортовой аппаратуры ракет системой спутниковой навигации, которая определяет место нахождения ракеты с точностью до 10…..20 м;
· интегрированию ракет различного предназначения в единую ракетную систему морского, воздушного и наземного базирования.
Реализация перечисленных направлений достигается главным образом за счёт применения современных высоких технологий.
Технологический прорыв в авиастроении и ракетостроении, микроэлектроники и вычислительной техники, в разработке бортовых автоматических систем управления и искусственного интеллекта, двигательных установок и топлив, средств радиоэлектронной защиты и т.д. создал реальные разработки нового поколения КР и их комплексов. Стало возможным значительное увеличение дальности полёта как дозвуковых, так и сверхзвуковых КР, повышение избирательности и помехозащищённости бортовых систем автоматического управления с одновременным уменьшением (более чем в два раза) массогабаритных характеристик.
Крылатые ракеты подразделяются на две группы:
· наземного базирования;
· морского базирования.
К этой группе относятся ракеты стратегического и оперативно-тактического назначения с дальностью полёта от нескольких сот до нескольких тысяч километров, которые в отличие от баллистических ракет летят к цели в плотных слоях атмосферы и имеют для этого аэродинамические поверхности, создающие подъёмную силу. Такие ракеты предназначены для поражения важных стратегических целей (крупных административных и промышленных центров, аэродромов и стартовых позиций БР, военно-морских баз и портов, кораблей, крупных железнодорожных узлов и станций и т.п.).
Крылатые ракеты, способные запускаться с подводных лодок, надводных кораблей, наземных комплексов, самолётов, обеспечивают морским, наземным и воздушным силам исключительную гибкость.
Их основными преимуществами по сравнению с БР, являются:
· почти полная неуязвимость при внезапном ракетно-ядерном нападении противника благодаря мобильности базирования, тогда как места расположения пусковых шахт с БР часто заранее известны противнику;
· снижение по сравнению с БР затрат на выполнение боевой операции по поражению цели с заданной вероятностью;
· принципиальная возможность создания для КР усовершенствованной системы наведения, функционирующей автономно или использующей спутниковую навигационную систему. Эта система может обеспечить 100%-ную вероятность поражения цели, т.е. промах, близкий к нулю, что позволит сократить необходимое число ракет, а следовательно, и эксплуатационные затраты;
· возможность создания системы оружия, которая сможет решать как стратегические, так и тактические задачи;
· перспектива создания крылатых стратегических ракет нового поколения, имеющих ещё большую дальность, сверхзвуковые и гиперзвуковые скорости, допускающих перенацеливание в полёте.
На стратегических крылатых ракетах применяют, как правило, ядерные БЧ. На тактических вариантах этих ракет устанавливаются обычные БЧ. Например, на противокорабельных ракетах могут быть установлены БЧ проникающего, фугасного или фугасно-кумулятивного типа.
Система управления крылатых ракет существенно зависит от дальности полёта, траектории ракеты и радиолокационного контраста целей. Дальние ракеты обычно имеют комбинированные системы управления, например автономную (инерциальную, астроинерциальную) плюс самонаведение на конечном участке траектории. Пуск с наземной установки, подводной лодки, корабля требует применения ракетного ускорителя, который целесообразно отделять после выгорания топлива, поэтому крылатые ракеты наземного и морского базирования делаются двухступенчатыми. При пуске с самолёта-носителя ускоритель не требуется, так как имеется достаточная начальная скорость.В качестве ускорителя обычно применяют РДТТ. Выбор маршевого двигателя определяется требованиями малого удельного расхода топлива и большого времени полёта (десятки минут или даже несколько часов). Для ракет, скорость полёта которых сравнительно невелика (М<2), целесообразно применять ТРД как наиболее экономичные. Для дозвуковых скоростей () используют ТРДД малых тяг (до 3000 Н). При М>2 удельные расходы топлива ТРД и ПВРД становятся соизмеримыми и основную роль при выборе двигателя играют другие факторы: простота конструкции, малая масса и стоимость. В качестве топлива маршевых двигателей используются углеводородные топлива.
1. ПРЕДВАРИТЕЛЬНЫЕ ИЗЫСКАНИЯ
1.1 АНАЛИЗ ПРОТОТИПОВ
AGM-158 JASSM
Страна: США
Тип: Тактическая ракета большой дальности
В США в рамках программы JASSM (Joint Air to Surface Standoff Missile) корпорация Lockheed-Martin продолжает полномасштабную разработку управляемой ракеты (УР) AGM-158 класса 'воздух - земля' большой дальности, которой планируется вооружать самолеты стратегической и тактической авиации ВВС и авиации ВМС США. Ракета предназначена для поражения как стационарных, так и мобильных целей (комплексов ПВО, бункеров, больших зданий, легкобронированных и небольших сильно защищенных объектов, мостов) в простых и сложных метеоусловиях, ночью и днем.
Ракета построена по нормальной аэродинамической схеме: низкоплан со складывающимся элевонами. В ее конструкции широко используются современные композиционные материалы на основе углеродных волокон. В качестве силовой установки применяется турбореактивный двигатель J402 с усовершенствованными компрессором и топливной системой. В составе комбинированной системы наведения наряду с тепловизионной ГСН (работает на конечном участке наведения) используется инерциальная система управления с коррекцией по данным КРНС NAVSTAR и программно-аппаратные средства автономного распознавания целей. В зависимости от типа цели будет применяться кассетная или унитарная боевая часть (БЧ). В настоящее время на ракете устанавливается бетонобойная БЧ J-1000. Для снаряжения кассетной боевой части, возможно, будут использованы боеприпасы BLU-97 GЕМ (комбинированного действия).
При пуске ракеты на большую дальность возникает проблема передачи информации о текущем местоположении ракеты. Эта информация необходима, в частности, для определения факта попадания УР в цель. Существующая конструкция включает передатчик (мощностью 25 Вт) типа BIA (Bomb Impact Assessment), обеспечивающий передачу данных на стратегический разведывательный самолет RC-135V и W со скоростью до 9 600 бит/с в диапазоне частот 391,7-398,3 МГц. Проблема, вероятнее всего, будет решена путем передачи данных с ракеты на самолет-ретранслятор через спутник.В ходе проходящих в настоящее время летных испытаний опытных образцов ракеты проверяется работоспособность двигателя и системы наведения. На основе полученных результатов были модернизированы система энергоснабжения, механизм раскрытия крыла и программное обеспечение. Для снижения аэродинамического сопротивления и улучшения маневренных характеристик предполагается также изменить форму управляющих поверхностей и местоположение приемника воздушного давления.
В качестве носителей данной ракеты будут использоваться стратегические бомбардировщики В-52Н (12 ракет), В-1В (24), В-2 (16), F-15E (три), а также тактические истребители F-16 С и D (две), F/A-18 (две), F-117 (две). В соответствии с текущими планами предусматривается закупить 4 000 ракет для ВВС и 700 для ВМС США при стоимости серийного образца около 400 тыс. долларов. Поступление новой УР на вооружение ожидается в 2002 - 2003 годах.
Вес, кг 1050
Вес БЧ, кг 450
Размах, м 2,70
Длина, м 4,26
Высота, м 0,45
Ширина, м 0,55
Дальность, км 350
Точность (КВО), м 3
Двигатель ТТРД
Тяга, кН 4.2
Самолет-носитель В-52Н, В-1В, В-2, F-15E, F-16 С и D, F/A-18, F-117
Х-101
стратегическая крылатая ракета
В конце 80-х годов начались работы над сверхзвуковой КР воздушного базирования (КРВБ) Х-90, однако после нескольких испытательных пусков программа была приостановлена. Вместо нее КБ «Радуга» к 1995 году была создана КРВБ Х-101 с значительно повышенной точностью стрельбы. Она является аналогом американской КР AGM-129 - малозаметной крылатой ракета большой дальности, предназначенной для несения ядерной или обычной боеголовки.
В октябре 1999 года прошли испытательные пуски новейших стратегических крылатых ракет Х-555, вслед за этим правительство приняло решение развернуть их серийное производство.
Ту-95МС могут нести до 8 КР Х-101 на внешней подвеске. 4 пилона с попарно подвешенными ракетами размещаются под крылом. Увеличенная длина ракет по сравнению с Х-55 делает невозможным их размещение во внутреннем отсеке Ту-95МС.
Модернизированные стратегические бомбардировщики Ту-160 будут нести по 12 ракет Х-101 в двух отсеках вооружения. Предполагается, что перевооружение Ту-160 этими ультрасовременными изделиями отечественной «оборонки» на порядок увеличит ударную мощь дальней авиации. Ведь Х-101 способна поражать цели на расстоянии до 5000 км с вероятным отклонением всего на 5-6 метров. С этой ракетой российские стратегические бомбардировщики смогут наносить скальпельные удары по ключевым военным объектам противника, не входя в зону поражения его средств противовоздушной обороны. Благодаря снижению радиолокационной заметности ракеты до сотых долей квадратного метра засечь ее практически невозможно.
Х-101 имеет изменяемый профиль полета (высоты от 30-70 м до 6000 м). Ракета оснащена оптоэлектронной системой коррекции траектории полета, а также телевизионной системой наведения на конечном участке полета. Это обеспечивает точность попадания в цель 12-20 м.
Ядерный вариант ракеты - Х-102.
|
Описание
|
|
|
Разработчик
|
МКБ «Радуга»
|
|
|
Обозначение
|
Х-101
|
|
|
Обозначение NATO
|
AS-?
|
|
|
Год
|
1999
|
|
|
Тип ГСН
|
оптоэлектронной система коррекции + ТВ
|
|
|
Геометрические и массовые характеристики
|
|
|
Длина, м
|
|
|
|
ЭПР, м2
|
0,01
|
|
|
Стартовый вес, кг
|
2200-2400
|
|
|
Тип боеголовки
|
обычная
|
|
|
Масса БЧ, кг
|
400
|
|
|
Силовая установка
|
|
|
Двигатель
|
ДТРД
|
|
|
Летные данные
|
|
|
Скорость, м/с
|
Крейсерская
|
190-200
|
|
|
максимальная
|
250-270
|
|
|
КВО, м
|
12-20
|
|
|
Дальность пуска, км
|
5000-5500
|
|
|
AGM-129 ACM
Страна: США
Тип: Высокоточная стратегическая крылатая ракета
Полномасштабные работы по программе ACM (Advanced Cruise Missile) были начаты в 1983. Целью программы было создание стратегической высокоточной системы авиационного оружия, позволяющей уничтожать цели противника без захода самолета-носителя в зону ПВО противника. Первая ракета была поставлена в 1987. Контракты производство на ACM были заключены с компаниями General Dynamics и McDonnel-Douglas.
В конструкции ракеты, получившей обозначение AGM-129A, широко применена технология steath. Ракета имеет форму, наименее заметную для большинства РЛС, и специальное покрытие. Применение крыла обратной стреловидности также снижает радиолокационную заметность ракеты. Ракета оснащена ядерной боевой частью WA80 весом 200 кг. Максимальная дальность стрельбы 3000 км. Круговое вероятное отклонение менее 30 м. Система наведения инерциальная, в сочетании с корреляционной по рельефу местности. В ИНС используются лазерные гироскопы.
В 1993-1994 гг. ракета AGM-129A поступила на вооружение американских стратегических бомбардировщиков B-52H (12 КР), B-1B и B-2. Вместо ранее планировавшихся 1460 ракет, выпуск был ограничен 460.
|
Разработчик Длина, м Диаметр фюзеляжа, м Размах крыла, м Боевая часть Стартовый вес, кг Вес БЧ, кг Число двигателей Двигатель Тяга двигателя, кгс (кН) Макс. скорость на высоте, М Максимальная дальность, км КВО, м
|
General Dynamics 6,35 0,74= 3,12 W-80-1 (ядерная) 1250 200 1 ДТРД Williams International F112 332 <1 более 2400 менее 30
|
|
|
AGM-86C/D CALCM
Страна: США
Тип: Крылатая ракета
Крылатая ракета AGM-86 ALCM (Air-Launched Cruise Missile) является основным оружием большой дальности бомбардировщиков B-52H. С заменой ядерных боевых частей на обычные, AGM-86 остается очень важным оружием в в ближайшем обозримом будущем.
Началом создания ALCM было положено в январе 1968 г., когда ВВС США составили требования к ложной цели SCAD (Subsonic Cruise Aircraft Decoy). Носителями SCAD должны были стать бомбардировщики В-52 и В-1А. Данная ЛЦ должна была имитировать бомбардировщики на экранах РЛС для обеспечения прорыва вражеской ПВО. По существу, SCAD являлась модификацией ЛЦ ADM-20 Quail. В стадии ранней концепции стало ясно, что SCAD может быть снабжена небольшой ядерной БЧ, и название ЛЦ было изменено на Subsonic Cruise Armed Decoy. Полномасштабные работы были начаты в июне 1970 г. и ЛЦ было присвоено обозначение AGM-86A. В начале 70-ых ожидаемая стоимость радиоэлектронных систем SCAD достигла слишком больших значений. В июне 1973 г. разработка была прервана после того как стало ясно, что экономически более выгодно создать крылатую ракету без аппаратуры РЭБ.
Сразу после отмены программы SCAD, ВВС США начали новую программу крылатой ракеты большой дальности с ядерной боевой частью, используя наработки по SCAD. В сентябре 1974 г. фирма Боинг получила контракт на разработку новой ракеты, за которой было оставлено обозначение AGM-86A, т.к. фактически новая ALCM была той же SCAD, но с боевой частью. Длина AGM-86A равна 4,3 м., что позволяло использовать ее с тех же пусковых установок, что и AGM-69 SRAM. Первый испытательный запуск ракеты состоялся 5 марта 1976 г. на ракетном полигоне White Sands в штате Нью Мехико. В 9 сентября того же года был успешно произведен первый управляемый запуск, полет ракеты продлился 30 минут. ALCM оснастили инерциальной навигационной системой, работающей в комплексе с корреляционной системой следования контуру рельефа местности TERCOM (Terrain Contour Matching).
В ходе создания AGM-86A ВВС выдали требования к ракете увеличенной дальности (до 2400 км). Было два пути, по которым могли пойти разработчики для достижения такой дальности. Одним из них было использование внешних топливных баков, а другим - увеличение размеров ракеты (данный вариант получил обозначение ERV - extended range vehicle). Вариант ERV имел один недостаток - существующие пусковые установки ракет AGM-69 не могли быть использованы, и длинная ракеты не поместилась бы в бомбоотсеке бомбардировщика B-1A. ВВС приняли решение сначала принять AGM-86A на вооружение, а за тем заняться или установкой дополнительных внешних баков или вариантом ERV. В январе 1977 г., должно было начаться полномасштабное серийное производство AGM-86A, но этому не суждено было случиться, т.к. в 1977 г. наметилось решительное изменение в направлении программы ALCM. 30 июня 1977 г. президент Картер объявил о прекращении производства бомбардировщиков В-1А в пользу развития программы ALCM.
В рамках программы JCMP (Joint Cruise Missile Project - проект единой крылатой ракеты) ВВС и ВМФ направили свои усилия по созданию крылатых ракет на использование единой технологической базы. В то же время флот только что объявил ракету BGM-109 Tomahawk победителем в конкурсе по программе SLCM. Одним из последствий программы JCMP стало использование одинаковых двигателей F107 фирмы Williams и системы наведения TERCOM. Другим последствием стал отказ от AGM-86A малой дальности вместе с директивой выбора варианта ALCM большой дальности исходя из результатов конкурса между ракетами ERV ALCM (теперь AGM-86B) и авиационным вариантом AGM-109 Tomahawk. Первый запуск AGM-86B был произведен в 1979 г., а в марте 1980 г. AGM-86B была объявлена победителем. Через некоторое время было развернуто серийное производство, и в августе 1981 ракеты ALCM были приняты на вооружение бомбардировщиков B-52G/H.
Ракета AGM-86B оснащена одним турбореактивным двигателем F107-WR-100 или -101 и термоядерной боевой частью переменной мощности W-80-1. Крылья и рули складываются в фюзеляж и выпускаются через две секунды после запуска.
Инерциальная навигационная система ракеты Litton P-1000 до самого запуска получает обновленную информацию от бортовой ИНС В-52, а во время полета используется на начальном и маршевом участках полета. ИНС P-1000 состоит из ЭВМ, инерциальной платформы и барометрического высотомера, вес составляет 11 кг. Инерциальная платформа состоит из трех гироскопов для измерения угловых отклонений ракеты и трех акселерометров, определяющих ускорения этих отклонений. Р-1000 имеет уход от курса в пределах до 0,8 км. за час.
При полете на малой высоте на маршевом и конечном участках полета AGM-86B использует корреляционную подсистему AN/DPW-23 TERCOM, и состоит из ЭВМ, радиовысотомера и набора эталонных карт районов по маршруту полета. Ширина луча радиовысотомера 13-15°. Диапазон частот 4-8 ГГц. Принцип работы подсистемы TERCOM основан на сопоставлении рельефа местности конкретного района нахождения ракеты с эталонными картами рельефа местности по маршруту ее полета. Определение рельефа местности осуществляется путем сравнения данных радио- и барометрического высотомеров. Первый измеряет высоту до поверхности земли, а второй - относительно уровня моря. Информация об определенном рельефе местности в цифровой форме вводится в бортовой компьютер, где сопоставляется с данными о рельефе фактической местности и эталонных карт районов. Компьютер выдает сигналы коррекции для инерциальной подсистемы управления. Устойчивость работы TERCOM и необходимая точность определения места крылатой ракеты достигаются путем выбора оптимального числа и размеров ячеек, чем меньше их размеры, тем точнее отслеживается рельеф местности, а следовательно, и местоположение ракеты. Однако из-за ограниченного объема памяти бортового компьютера и малого времени для решения навигационной задачи, принят нормальный размер 120х120 м. Вся трасса полета крылатой ракеты над сушей разбивается на 64 района коррекции протяженностью по 7-8 км и шириной 48-2 км. Принятые количественные характеристики ячеек и районов коррекции, по заявлениям американских специалистов, обеспечивают вывод крылатой ракеты к цели даже при полете над равнинной местностью. Допустимая погрешность измерения высоты рельефа местности для надежной работы подсистемы TERCOM должна составлять 1 метр.
Исходя из разных источников, система наведения обеспечивает КВО 30-90 м. Бомбардировщики В-52Н оснащены роторными пусковыми установками CSRL (Common Strategic Rotary Launcher) и позволяют разместить на борту до 20 ракет AGM-86B - в бомбоотсеке 8 ракет на CSRL, и 12 ракет на двух пилонах под крыльями.
Всего до завершения производства в 1986 г. на заводах фирмы Боинг было выпущено более 1715 ракет AGM-86B.
В 1986 г. Боинг начала переоборудовать часть ракет AGM-86B к стандарту AGM-86C. Основным изменением является замена термоядерной БЧ на 900-кг осколочно-фугасную. Данная программа получила обозначение CALCM (Conventional ALCM). Ракеты AGM-86C оснастили приемником системы спутниковой навигации GPS и электронно-оптической корреляционной системой DSMAC (Digital Scene Matching Area Correlator), что существенно повысило точность ракеты (КВО снизилось до 10 м). В DSMAC используются цифровые 'картины' предварительной отснятых районов местности по маршруту полета. Система начинает работать на конечном участке полета после последней коррекции по TERCOM. С помощью оптических датчиков производится осмотр районов, прилегающих к цели. Полученные изображения в цифровой форме вводятся в компьютер. Он сравнивает их с эталонными цифровыми 'картинками' районов, заложенными в его память, и выдает корректирующие команды. При подлете к цели включается активная радиолокационная ГСН. В ее состав входят антены с устройством сканирования, приемопередатчик и блок обработки сигналов, а так же ответчик системы 'свой-чужой'. Для обеспечения помехозащищенности предусмотрена работа РСЛ на переменных частотах, изменяющихся по случайному закону.
В виду того, что CALCM тяжелее чем ALCM, дальность полета существенно снизилась. Во время операции 'Буря в пустыне' и войны в Югославии ракеты AGM-86C получили успешное применение.
Изначальный вариант конфигурации AGM-86C имеет обозначение CALCM Block 0. Новый вариант Block I оснащен улучшенным электронным оборудованием и GPS-приемником, более тяжелой 1450-кг ОФ БЧ. Испытания ракеты были успешно проведен в 1996 г., после чего все существующие ракеты Block 0 были доработаны до Block I. Следующим вариантом стал Block IA, ориентированный на повышение точности на конечном участке полета. По расчетам КВО должно составлять 3 м. Работы по Block IA были начаты в 1998 г., а в январе 1991 г. первая CALCM Block IA была поставлена в ВВС. В настоящее время до варианта Block I/1A доработано около 300 ракет ALCM.
Для обучения и тренировки технического состава был создан учебно-тренировочный вариант DATM-86C, оснащенный учебной БЧ и силовой установкой.
В ноябре 2001 г. были проведены летные испытания крылатой ракеты AGM-86D Block II, оснащенной новой 540-кг проникающей БЧ AUP (Advanced Unitary Penetrator), предназначенной для поражения сильно укрепленных или находящихся глубоко под землей целей. Предполагается произвести около 200 ракет AGM-86D.
Длина, м 6,32
Диаметр, м 0,62
Размах, м 3,66
Вес, кг
AGM-86B 1450
AGM-86C Block I 1950
Скорость, км/ч 800
БЧ
AGM-86B термоядерная W-80-1, 5-150кT
AGM-86C Block I 1450 кг, ОФ
AGM-86D 540 кг, проникающая
Двигатель ДТРД F107-WR-101
Тяга двигателя, кН 2,7
Дальность, км
AGM-86B 2400
AGM-86C Block I 1200
Противокорабельная ракета 'Tomahawk' BGM-109 B/E
Крылатая ракета 'Tomahawk' создана в двух основных вариантах: стратегическом BGM-109А/С/D - для стрельбы по наземным объектам, и тактическом BGM-109B/E - для уничтожения надводных кораблей и судов. Все варианты благодаря модульному принципу построения отличаются друг от друга только головной частью, которая с помощью стыковочного узла присоединяется к среднему отсеку ракеты.
Противокорабельная ракета 'Tomahawk' BGM-109 B/E, состоящая на вооружении ВМС США с 1983 года предназначена для стрельбы по крупным надводным целям на загоризонтных дальностях.
Состав
Она имеет модульную конструкцию, выполнена по самолетной схеме. Фюзеляж цилиндрической формы с оживальной головной частью состоит из шести отсеков, в которых расположены активная радиолокационная ГСН с обтекателем из стеклопластика, бортовая система управления, боевая часть, топливный бак, маршевый двигатель и приводы рулей управления. К последнему отсеку соосно с ракетой пристыковывается стартовый РДТТ. Все отсеки выполнены из алюминиевого сплава и снабжены элементами жесткости. Для уменьшения инфракрасного излучения корпус и аэродинамические поверхности имеют специальное покрытие.
На борту ракеты установлены активная радиолокационная головка самонаведения, инерциальная навигационная система, радиовысотомер и блок питания. ГСН массой около 34 кг способная для повышения помехоустойчивости в условиях радиоэлектронного противодействия изменять частоту излучения по произвольному закону. Инерциальная система массой 11 кг включает в себя бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ), автопилот (АП), состоящий из трех гироскопов для измерения угловых отклонений ракеты в системе координат и трех акселерометров для определения ускорений этих отклонений. Активный короткоимпульсный радиовысотомер (диапазон 4--8 ГГц) с шириной луча 13--15° имеет разрешающую способность по вертикали 5--10см, по горизонтали 15см.
Фугасная боевая часть оснащена контактным взрывателем с замедлением и позволяет для достижения наибольшего поражающего эффекта осуществлять подрыв БЧ внутри корабля.
Специально для ракеты 'Tomahawk' был разработан малогабаритный турбореактивный двухконтурный двигатель Williams International F107-WR-402 с низкой степенью сжатия и осевым двухступенчатым вентилятором. Его высокие эксплуатационные характеристики позволяют длительное время поддерживать околозвуковую крейсерскую скорость полета (0.7М).
Стартовый РДТТ развивает тягу до 3700кгс и через 10--13с после пуска из-под воды или с корабельной пусковой установки (ПУ) обеспечивает вывод ракеты на управляемый участок полета. Отделение ускорителя от ракеты происходит с помощью разрывных болтов после полного выгорания топлива.
Пуск ПКР 'Tomahawk' осуществляется с палубных пусковых установок, штатных торпедных аппаратов (ТА) или из вертикально расположенных ракетных контейнеров. Концепция вертикального старта ПКР с надводных кораблей является основной в развитии техники пуска этого оружия, поэтому основными штатными ПУ являются универсальные установки типа Мк41, способные обеспечивать пуск управляемых ракет 'Tomahawk', 'Standard' и противолодочных ракет 'Asroc-VLA'.
Один из вариантов переоборудования надводных кораблей в носители ракет -- оснащение их унифицированными счетверенными ПУ Мк143. Эти ПУ предназначены для хранения и пуска ракет 'Tomahawk' и 'Harpoon'. При этом в одной ПУ может размещаться по четыре КР 'Tomahawk' или 'Harpoon' либо по две ракеты каждого типа. Перед их пуском ПУ с помощью гидравлической системы устанавливается под углом 35° по отношению к палубе. Бронированный кожух защищает ракеты от осколков и механических повреждений, а также личный состав при случайном (аварийном) срабатывании стартового ускорителя.
На подводных лодках ракета находится в стальной капсуле, заполненной азотом. Газовая среда под небольшим избыточным давлением обеспечивает хранение ракеты в течение 30 месяцев. Капсула загружается в ТА как обычная торпеда. При подготовке к пуску вода заполняет ТА, а через специальные отверстия также и капсулу. Это приводит к выравниванию внутреннего и наружного давления, соответствующего глубине пуска 15--20м. После этого открывается крышка ТА, и ракета с помощью гидравлической системы выстреливается из капсулы, которая затем удаляется из аппарата. При достижении ракетой безопасного для стреляющей подводной лодки расстояния с помощью 12-метрового фала происходит запуск ускорителя, обеспечивающего за время около 5с прохождение подводного участка траектории. Включение стартового РДТТ под водой сильно демаскирует подводную лодку, особенно по акустическому полю. Подготовка к пуску из ТА занимает около 20 мин. Создана конструкция капсулы из упрочненного графитовым волокном стеклопластика, в результате чего ее масса уменьшилась на 180--230 кг.
Одной из трудностей боевого применения противокорабельных ракет является отсутствие надлежащих технических средств обнаружения надводного корабля противника и целеуказания, так как стрельба ведется на большую (загоризонтную) дальность. Для решения этой проблемы в США разработана автоматизированная система 'Outlaw Shark' для загоризонтного целеуказания противокорабельной КР с использованием патрульных вертолетов и палубных самолетов. При этом данные о цели, находящейся за горизонтом, поступают от различных средств в реальном масштабе времени в ЭВМ корабля-носителя КР. Обработав их, ЭВМ выдает в счетно-решающее устройство КР целеуказание, а также информацию о других кораблях, находящихся вблизи траектории полета ракеты.
Тактико-технические характеристики
Дальность стрельбы,км 550
Скорость полета максимальная, км/час 1200
Скорость полета средняя, км/час 885
Длина ракеты , м 6.25
Диаметр корпуса ракеты, м 0.53
Размах крыльев , м 2.62
Стартовый вес ,кг 1205
Боевая часть
Тип фугасная
Вес,кг 454
Маршевый двигатель
Вес сухого двигателя, кг 58.5
Вес топлива, кг 135
Тяга, кг 300
Удельная масса двигателя, кг/кгс 0.22
Длина, мм 800
Диаметр, мм 305
Х-59МК Овод-МК
Страна: Россия
Тип: Тактический ракетный комплекс
Одной из сенсаций МАКС-2001 стала новая управляемая Х-59МК, разработанная ФГУП МКБ 'Радуга' (г. Дубна, Московской области). Она спроектирована на базе широко известной ракеты Х-59М, которая является основным оружием фронтовой авиации для поражения особо важных наземных целей. В отличие от прародителя, оснащенного телевизионно-командной системой наведения, Х-59МК несет активную радиолокационную головку самонаведения. Замена стартового ускорителя на топливный бак позволила увеличить дальность полета со 115 до 285 км. К недостаткам ракеты относится дозвуковая скорость полета, к достоинствам - отработанность базового варианта, мощная - 320 кг - боевая часть (БЧ) и меньшая, чем у сверхзвуковых систем, стоимость.
По оценке специалистов 'Радуги', вероятность попадания в крейсер или эсминец составляет 0,9-0,96, в катер - 0,7-0,93. При этом, для поражения катера достаточно одной ракеты, а расчетное среднее число попаданий для уничтожения крейсера или эсминца составляет, соответственно, 1,8 и 1,3.
Х-59МК прошла наземные испытания и будет запущена в производство в случае появления интереса к ней со стороны инозаказчиков. Последнее весьма вероятно, поскольку исходной системой - Х-59М - вооружаются истребители семейства Су-27, поставляемые в Китай и Индию. Х-59МК имеет сравнительно небольшую массу - 930 кг, что позволяет подвешивать на истребитель Су-27 до 5 таких ракет.
Разработчик МКБ 'Радуга'
Изготовитель Смоленский авиационный завод
Макс. дальность пуска, км 285
Система наведения активная радиолокационная
Вес ракеты, кг 930
Вес БЧ, кг 320
Тип БЧ проникающая
Стратегическая крылатая ракета Х-55 (РКВ-500)
Х-55 - дозвуковая малогабаритная стратегическая крылатая ракета, совершающая полет с огибанием рельефа местности на малой высоте, предназначена для использования против важных стратегических обьектов противника с заранее разведанными координатами.
Ракета разработана в НПО 'Радуга' под руководством генерального конструктора И.С.Селезнёва в соответствии с постановлением СМ СССР от 8 декабря 1976г. Проектирование новой ракеты сопровождалось решением массы проблем. Большая дальность полета и малозаметность, требовали высокого аэродинамического качества при минимальной массе и большого запаса топлива при экономичной силовой установке. При требуемом числе ракет их размещение на носителе диктовало предельно компактные формы и делало необходимым складывание практически всех выступающих агрегатов - от крыла и оперения до двигателя и законцовки фюзеляжа. В результате был создан оригинальный летательный аппарат со складывающимися крылом и оперением, а также с двухконтурным турбореактивным двигателем, размещающимся внутри фюзеляжа и выдвигаемым вниз перед отцепкой ракеты от самолета.
В 1983 году за создание и освоение производства Х-55 большая группа работников МКБ 'Радуга' и Дубнинского машиностроительного заводе удостоена Ленинской и Государственной премий.
В марте 1978г. было начато развертывание производства Х-55 на Харьковском авиапромышленном объединении (ХАПО). Первая серийная ракета, изготовленная на ХАПО, была передана заказчику 14 декабря 1980г. В 1986 году производство было передано на Кировский машиностроительный завод. Производство агрегатов Х-55 было развернуто также на Смоленском авиазаводе. Развивая удачную конструкцию МКБ 'Радуга' разработало в дальнейшем ряд модификаций базовой Х-55 (изделие 120), среди которых можно отметить Х-55СМ с увеличенной дальностью (принята на вооружение в 1987году) и Х-555 с неядерной боевой частью и улучшенной системой наведения.
Носителями КР Х-55 являются самолеты стратегической авиации - Ту-95МС и Ту-160.
На западе ракета Х-55 получила обозначение AS-15 'Kent'.
Состав
Х-55 выполнена по нормальной аэродинамической схеме с прямым крылом относительно большого удлинения. (см. проекции сбоку , сверху , снизу ) Оперение цельноповоротное. В транспортном положении крыло и мотогондола убираются в фюзеляж, а оперение складывается (см.компоновочную схему).
Двухконтурный турбореактивный двигатель Р-95-300, разработанный под руководством гл.конструктора О.Н.Фаворского, расположен на выдвижном подфюзеляжном пилоне. Р95-300 развивает статическую взлетную тягу 300..350 кгс, обладая поперечным размером в 315мм и длиной 850мм. При собственной массе 95кг весовая отдача Р-95-300 составляет 3.68кгс/кг - на уровне ТРД современных боевых самолетов. Р-95-300 создавался с учетом достаточно широкого полетного диапазона, свойственного крылатым ракетам, с возможностью маневра по высоте и скорости. Запуск двигателя осуществляется пиростартером, размещённым в хвостовом коке ротора. В полёте при выпуске мотогондолы для снижения сопротивления происходит удлинение хвостового кока фюзеляжа (кок выдвигается при помощи пружины, удерживаемой в натянутом состоянии нихромовой проволокой, которая пережигается электрическим импульсом). Для выполнения полетной программы и регулирования Р-95-300 оборудован современной автоматической электронно-гидромеханической системой управления. Помимо обычных сортов топлива (авиационного керосина Т-1, ТС-1 и других) для Р-95-300 было разработано специальное синтетическое боевое топливо Т-10 - децилин. Т-10 - высококалорийное и токсичное соединение, именно с этим топливом достигались максимальные характеристики ракеты. Особенностью Т-10 является его высокая текучесть, требующая особо тщательной герметизации и уплотнения всей топливной системы ракеты.
Потребность в размещении значительного запаса топлива при ограниченных размерах привела к организации всего фюзеляжа Х-55 в виде бака, внутри которого в герметичных проемах размещаются крыло, боевая часть, арматура и ряд других агрегатов. Плоскости крыла складываются в фюзеляж, помещаясь одна над другой. При выпуске плоскости оказываются на разной высоте относительно строительной горизонтали изделия, фиксируясь с разными углами установки, из-за чего в полетной конфигурации Х-55 становится асимметричной. Складным выполнено и хвостовое оперение, все поверхности которого являются рулевыми, причем консоли шарнирно ломаются дважды. Фюзеляж ракеты выполнен полностью сварным из сплава АМГ-6.
В конструкции ракеты реализованы мероприятия по снижению радиолокационной и тепловой заметности. За счет небольшого миделя и чистоты обводов, ракета имеет минимальную ЭПР, что затрудняет ее обнаружение средствами ПВО. Поверхность корпуса не имеет контрастных щелей и острых кромок, двигатель укрыт фюзеляжем, широко использованы конструкционные и радиопоглощающие материалы. Обшивка носовой части фюзеляжа, крыла и оперения изготовлена из специальных радиопоглощающих материалов на основе кремнийорганического композита.
Система наведения ракеты является одним из существенных отличий данной крылатой ракеты от предшествующих систем авиационного оружия. Ракета использует инерциальную систему наведения с коррекцией местоположения по рельефу местности. Цифровая карта местности, вводится в бортовую вычислительную машину перед пуском. Система управления обеспечивает длительный автономный полет ракеты Х-55 независимо от протяженности, погодных условий и т.д. Обычный автопилот на Х-55 заменила электронная бортовая система управления БСУ-55, отрабатывавшая заданную программу полета со стабилизацией ракеты по трем осям, удержанием скоростного и высотного режима и возможностью выполнения заданных маневров для уклонения от перехвата. Основным режимом являлся проход маршрута на предельно малых высотах (50-100м) с огибанием рельефа, на скорости порядка M=0.5-0.7, соответствующей наиболее экономичному режиму.
Х-55 оснащена вновь разработанной компактной термоядерной БЧ с зарядом мощностью 200Кт. При заданной точности (КВО не более 100м), мощность заряда обеспечивала поражение основных целей - стратегических центров государственного и военного управления, военно-промышленных объектов, баз ядерного оружия, пусковых ракетных установок, включая защищенные объекты и укрытия.
Носителями ракеты являются дальние бомбардировщики ТУ-95МС и Ту-160. Каждый бомбардировщик Ту-95МС-6 может нести до шести ракет , расположенных на пусковой барабанной установке МКУ-6-5 катапультного типа в грузоотсеке самолета (см. фото). Вариант Ту-95МС-16 несет шестнадцать Х-55: шесть на МКУ-6-5, по две на внутренних подкрыльевых катапультных установках АКУ-2 у фюзеляжа и по три - на внешних установках АКУ-3, размещенных между двигателями. В двух грузоотсеках сверхзвукового Ту-160 может располагаться 12 крылатых ракет большой дальности Х-55СМ (с дополнительными баками) или 24 обычных крылатых ракеты Х-55.
Модификации ракеты:
Х-55ОК (изделие 121) отличается системой наведения с оптическим коррелятором по эталонному изображению местности.
Модификация Х-55СМ (изделие 125) предназначена для поражения целей на удалении до 3500км. Система наведения осталась прежней, однако значительное повышение дальности потребовало почти полуторакратного увеличения запаса топлива. Чтобы не менять отработанную конструкцию по бокам фюзеляжа снизу оборудовали конформные баки на 260кг топлива, практически не повлиявшие на аэродинамику и балансировку ракеты. Такая конструкция позволила сохранить габариты и возможность размещения шести ракет на МКУ внутри фюзеляжа. Однако возросшая до 1465кг масса вынудила ограничить число ракет на подкрыльевых подвесах ТУ-95МС (может подвешиваться восемь Х-55СМ вместо десяти Х-55).
Неядерный вариант Х-55 получил обозначение Х-555. Новая ракета оснащается инерциально-допплеровской системой наведения, сочетающей коррекцию по рельефу местности с оптико-электронным коррелятором и спутниковой навигацией. В результате КВО составило около 20м. Предусматривается возможность снаряжения Х-555 несколькими типами БЧ: фугасной, проникающей - для поражения защищенных целей или кассетной с осколочными, фугасными или кумулятивными элементами для удара по площадным и протяженным целям. В связи с увеличением массы БЧ был уменьшен запас топлива и соответственно дальность полета до 2000км. В конечном счете более массивная БЧ и новая аппаратура управления привели к увеличению стартовой массы Х-555 до 1280кг. Х-555 оснащается конформными подвесными баками на 220кг топлива.
Х-65 - тактическая противокорабельная модификация Х-55 с обычной боеголовкой.
Тактико-технические характеристики
Длина, м
- Х-55СМ 6.040
- Х-55 5.880
Диаметр корпуса,м
- Х-55СМ 0.77
- Х-55 0.514
Размах крыльев, м 3.10
Стартовый вес,кг
- Х-55СМ 1465
- Х-55 1185
- Х-555 1280
Мощность боевой части, кт 200
Масса боевой части, кг 410
Дальность полета,км
- Х-55СМ 3500
- Х-55 2500
Скорость полета ,м/с 260
Высота полета на маршевом участке траектории, м 40-110
Высота пуска, м 20-12000
Диапазон скоростей самолёта-носителя, км/ч 540-1050
Испытания, эксплуатация
Первый полет опытного самолета-носителя Ту-95М-55 (ВМ-021) состоялся 31 июля 1978г. Всего на этой машине к началу 1982г. было выполнено 107 полетов и произведены пуски десяти Х-55. Самолет был потерян в катастрофе 28 января 1982г. на взлете из Жуковского из-за ошибки пилота.
Испытания Х-55 шли весьма интенсивно, чему способствовала тщательная предварительная отработка системы управления на моделирующих стендах НИИАС. В ходе первого этапа испытаний было проведено 12 пусков, лишь один из которых завершился неудачей из-за отказа генератора энергосистемы. Помимо собственно ракеты, доводилась система управления оружием, с борта носителя осуществлявшая ввод полетного задания и выставку гироинерциальных платформ ракеты.
Первый пуск серийной Х-55 был произведен 23 февраля 1981г. 3 сентября 1981г. был произведен первый зачетный пуск с первой серийной машины Ту-95МС. Испытания комплекса проводились на трассово-измерительном комплексе полигона 929-го ЛИЦ. Испытательные пуски Х-55 выполнялись практически во всем диапазоне полетных режимов носителя с высот от 200м до 10км. Запуск двигателя выполнялся надежно, скорость на маршруте, регулируемая в зависимости от снижения веса при выработке топлива, выдерживалась в диапазоне 720-830км/ч. При заданной величине КВО не более 100м в ряде пусков достигалось отклонение всего 20-30м.
Первыми к освоению нового комплекса приступили в семипалатинском 1223-м ТБАП, куда 17 декабря 1982г. прибыли два новых Ту-95МС. С 1984г. переучиванию на Ту-95МС приступил соседний 1226-й ТБАП той же семипалатинской 79-й ТБАД. Одновременно шло оснащение Ту-95МС полков ДА в европейской части СССР - 1006 ТБАП в Узине под Киевом и 182-го гв. ТБАП в Моздоке, входившего в 106-ю ТБАД. В дивизии были сосредоточены более совершенные Ту-95МС-16. Первые Ту-160 поступили в апреле 1987г. в 184-й гв.ТБАП, находившийся в Прилуках на Украине. Уже через три месяца 1 августа 1987г. экипаж командира полка В.Гребенникова первым выполнил пуск Х-55.
После распада СССР большая часть ракет Х-55 и их самолетов-носителей осталась за пределами России, в частности,в Казахстане и на Украине, где находилось, соответственно, 40 Ту-95МС в Семипалатинске, 25 в Узине и 21 Ту-160 в Прилуках. Вместе с самолетами на украинских базах оставалось 1068 ракет Х-55. С Казахстаном удалось договориться достаточно быстро, обменяв тяжелые бомбардировщики на предложенные российской стороной истребители и штурмовики. К 19 февраля 1994г. все ТУ-95МС были перегнаны на дальневосточные аэродромы, где ими были оснащены 182-й и 79-й ТБАП. Переговоры с Украиной тянулись долго. В конечном итоге в счет долгов за газ украинской стороной были переданы три ТУ-95МС и восемь Ту-160, перелетевшие в Энгельс в феврале 2000г. В конце 1999 г. 575 крылатых ракет воздушного базирования Х-55 и Х-55СМ также было доставлено из Украины в Россию.
В российских ВВС все силы ДА объединены в 37-ю ВА. В ее составе к июлю 2001г. находились 63 самолета Ту-95МС с числящимися за ними 504 ракетами Х-55, а также 15 Ту-160. Первый практический пуск Х-55СМ с борта Ту-160 был выполнен экипажем полковника А.Д.Жихарева 22 октября 1992г. В июне 1994г. четыре Ту-95МС и Ту-160 принимали участие в учениях СЯС России, отработав тактические пуски над Северным морем и затем выполнив реальную стрельбу Х-55СМ на полигоне. В сентябре 1998г. группой из четырех Ту-95МС 184-го ТБАП были произведены пуски Х-55 в районе полигона Северного флота Чижа, откуда ракеты прошли 1500км до цели.
В ходе учений 'Запад-99'' в июне 1999г. пара Ту-95МС из Энгельса выполнила 15-часовой полет, дойдя до Исландии, и на обратном пути произвела пуск Х-55 по учебной цели в районе Каспия. В октябре 2002г. экипаж Ту-160 полковника Ю.Дейнеко в ночном полете прошел маршрутом над приполярными районами, выполнив практический пуск Х-55СМ. 14 мая 2003г. четверка Ту-95МС и шесть Ту-160 участвовали в учениях, охватывавших район Персидского залива и Индийского океана. Пуски Х-55 с борта Ту-95МС проводились и в ходе стратегической командной тренировки наземных, морских и воздушных СЯС в феврале 2004г.
Х-65
Страна: Россия
Тип: Тактическая крылатая ракета
В середине 1980-х гг.в МКБ LРадуга¬ на базе КРВБ Х-55 была создана крылатая ракета, оснащенная обычной боевой частью (фугасной или кассетной). Она получила обозначение Х-65.
Ее летно-технические данные впервые были представлены на Московском авиашоу в 1992. Сама Х-65 была показана впервые в 1993 (в феврале - Абу-Даби, а в сентябре - в Жуковском и Нижнем Новгороде).
Ракета Х-65 может применяться как со стратегических бомбардировщиков Ту-95 и Ту-160, так и с истребителей-бомбардировщиков, соответственно с роторных пусковых устройств типа МКУ-6-5 или ординарных балочных пусковых устройств. Пуск Х-65 может производится с высоты до 12 км при скорости самолета-носителя 540-1050 км/ч. Система управления Х-65 инерциальная с коррекцией по рельефу местности. Ракета Х-65 проходила испытания с конца 80-х гг., но данных об ее принятии на вооружение нет.
Для поражения надводных кораблей с эффективной поверхностью рассеивания 300 м2 в условиях сильного электронного противодействия на базе Х-55 создана противокорабельная ракета Х-65СЭ. По своим характеристикам она отличается от Х-65 лишь дальностью стрельбы (250 км при запуске на малых и 280 км - на больших высотах) и системой управления. Боевая часть ракеты кумулятивно-фугасная весом 410 кг.
Самолет-носитель (Ту-22М3 или другой) может осуществить пуск ракеты Х-65СЭ с высоты от 0,1 до 12 км со скоростью 540-1050 км/ч по морской цели, координаты которой известны лишь ориентировочно. Пуск ракеты осуществляется по принципу выстрелил и забыл. В заданный район ракета летит на малой высоте, управляясь инерциальной системой наведения. В предполагаемом месте нахождения цели ракета увеличивает высоту полета и начинает барражировать, включив бортовую активную радиолокационную головку самонаведения, пока не захватит цель.
Ракета Х-65СЭ экспонировалась на выставке МАКС-97. Данных о принятии ее на вооружение нет.
Характеристики:
Разработчик МКБ Радуга
Год
Х-65 середина 80-х
Х-65СЕ 1992
Тип ГСН 115
Х-65 инерциальная + коррекция по местности
Х-65СЕ инерциальная + активная радиолокационная
Длина, м 6,04
Размах крыла, м 3,1
Диаметр корпуса, м 0,514
Стартовый вес, кг 1250
Тип боеголовки
Х-65 фугасная или кассетная
Х-65СЕ фугасно-кумулятивная
Масса БЧ, кг 410
Двигатель ДТРД
Скорость, км/ч (м/с; М) 840 (260; 0,77)
Скорость пуска, км/ч 540 - 1050
Высота пуска, м 100-12000
Дальность пуска, км -
Х-65 500-600
Х-65СЕ 250-280
Высота полёта на маршевом участке траектории, м 40-110
Рассмотрев и проанализировав все представленные выше ракеты, в качестве прототипа выбираем противокорабельную ракету 'Tomahawk' BGM-109 B/E.
1.2 СОВРЕМЕННЫЕ ТРЕБОВАНИЯ К ПРОЕКТИРОВАНИЮ КРЫЛАТЫХ РАКЕТ
Высокая эффективность современных систем ПВО меняет требования к КР. Вернее, чтобы быть эффективным оружием, КР должны иметь только хорошие аэродинамические характеристики, минимальный стартовый вес, небольшой удельный расход топлива. Однако оборонные системы ставят ряд новых требований. В настоящее время малая эффективная поверхность рассеивания имеет такое же значение, как высокие летные характеристики.
Проектирование сложной новой техники, какой является КР - процесс многозначный и весьма неопределённый: это путь перехода от достигнутых знаний, с чего начинается проектирование к созданию ещё не существующего объекта на основе задания на проектирование и новых технических решений. Можно с уверенностью утверждать, что такой процесс жёстко запрограммировать и очень конкретно описать невозможно. Однако возможно методологическое описание проектирования, т.е. изложение концепции, основных принципов и особенностей процесса.
При формировании общих подходов к проектированию естественным желанием конструктора является стремление, возможно полно учесть все факторы, определяющие облик будущей техники. Этому требованию полноты можно удовлетворить лишь в рамках иерархи ческой структуры принципов, верхний уровень которой содержит небольшое число наиболее общих основополагающих принципов, имеющих отношение к самым различным видам технических систем. На мой взгляд таких принципов три.
Первый принцип отражает главный источник нового качества техники, средство и основное направление достижения цели. Традиционный подход сравнительно слабо связан с внедрением нововведений. Он тяготеет к проектированию по прототипу, т.е. «от достигнутого» путём обновления техники на основе последовательного незначительного улучшения конструкции, но современным воззрениям, коренное повышение качество технических систем можно получить лишь на основе внедрения результатов научно-технического прогресса, т.е. при использовании новых идей и высокопроизводительных технологий, реализующих критерий «максимум результата при минимуме затрат».
История развития техники показывает, что первый образец принципиально нового устройства обычно создаётся в условиях неполной изученности его свойств. Поэтому параметры такого объекта, как правило не оптимальны и имеются значительные резервы для улучшения. С началом эксплуатации объекта начинается процесс устранения его недостатков, улучшение показателей качества. Совершенствование осуществляется за счёт оптимизации конструктивных параметров, изменения конструктивных и технологических решений отдельных частей объекта. Улучшению показателей качества способствуют рост общего научно-технического потенциала промышленности и развитие технологии производства. Совершенствование объекта продолжается до тех пор, пока не будут получены глобально оптимальные значения параметров для данной структуры объекта, когда дальнейшее улучшение показателей качества становится невозможным.
История развития техники показывает, что технический объект отмирает в период своего наивысшего развития, т.е. когда в максимальной степени реализованы его показатели качества. Так, применение реактивных двигателей в авиации началось тогда, когда они ещё уступали поршневым двигателям. При увеличении скорости полёта более 700-800 км/ч поршневой двигатель исчерпал себя, но к этому времени уже были достаточно отработаны реактивные двигатели, позволяющие продолжить развитие авиации в направлении увеличения скорости полёта.
Итак главный источник нового качества техники - это научно-технический потенциал общества. При создании новых технических объектов необходимо определить, на каком уровне конструктивной эволюции находится прототип и каковы перспективы его развития, какие изменения в науке и технике произошли с начала создания первых образцов рассматриваемого класса изделий, какие достижения НТП не нашли своего отражения при создании существующих объектов, что можно использовать из последних достижений науки и техники для разработки новых принципов действия, конструктивных и технологических решений для создания нового технического устройства с целью удовлетворения непрерывно возрастающих потребностей.
Второй принцип - системный подход к проектированию новой техники. Главной особенностью и положительной стороной практической реализации системного подхода является то, что решение частых задач выбирается в интересах более общих задач: в соответствии с этим его сущность состоит в выявлении всех основных взаимосвязей между переменными факторами и в установлении их влияния на поведение всей системы как единого целого Системный подход предполагает свойства исследуемому объекту, которые не присущи его отдельным элементам или их совокупности без системного объединения.
Структура объекта проектирования определяет свойства, которые с достаточно высокой надёжностью обеспечивают конкретную область функционирования объекта «функциональную нишу» и могут быть приданы ему в ходе производственного процесса. Обычно структура объекта рассматривается как основная характеристика его облика и в ряде случаев даже как синоним облика.
Различные структуры технических систем отличаются друг от друга числом компонентов и самими компонентами. Очевидно, что чем больше единообразия в этих компонентах тем технологичнее и дешевле система. Обратной стороной противоположностью единообразия является многономенклатурность. С точки зрения производства и эксплуатации многономенклатурность - самое отрицательное качество, которое влечёт за собой негативные последствия на Всех этапах жизненного цикла системы, начиная от зарождения и кончая эксплуатацией и даже утилизацией.
Вместе с тем многономенклатурность - это средство придания гибкости системе: практически лишь за счёт многономенклатурности обеспечивается адаптивность системы к изменяющимся целевым задачам. То и другое оказывает положительное влияние на функциональную эффективность системы. Единообразие и многономенклатурность ~ две противоположные тенденции развития структур современных технических систем, разрешаемые путём компромисса. В конечном итоге такой компромисс состоит в сведении разнообразных компонентов (подсистем) к небольшому числу избранных типов, образующих параметрический ряд (или типоряд) компонентов.
Унификация - это способ устранения многообразия в типоразмерах техники, приведение к единообразию систем, их подсистем и элементов, что придаёт им универсальные свойства с точки зрения назначения, производства и эксплуатации. Наиболее распространённой формой унификации является введение единообразия по конструктивно-техническим решениям. Для изделий параметрического ряда помимо конструктивной унификации, как правило, предусматривается еще упорядочение по областям применения.
По современным представлениям, унификация технических средств наилучшим образом достигается на основе блочно-модульного построения техники. Блочно-модульный принцип означает переход от индивидуального конструирования отдельных типов и модификаций изделий к системному проектированию семейств изделий. При этом широко используются ранее сконструированные, освоенные в производстве и частично уже изготовленные (в отдельных случаях) унифицированные модульные составные части.
Как правило, модуль представляет собой технологически законченный объект, имеющий вполне определённое функциональное назначение. Он может быть специализированным, т.е. отраслевого назначения, но может быть пригоден и для общемашиностроительного применения.
Блочно-модульный принцип проектирования обеспечивает возможность быстрого создания новых, модифицированных, а в ряде случаев стандартных изделий из отработанных в изготовлении и эксплуатации (значит, надёжных) унифицированных составных частей-модулей с добавлением необходимых новых элементов.
Важным преимуществом блочно-модульного принципа формирования новой техники является повышение серийности производства и упрощение технологии сборки. Третий принцип - автоматизация проектирования. Автоматизированное проектирование - это качественно новый уровень проектирования, базирующийся на современных информационных технологиях и вычислительной технике.
Автоматизация проектирования в наше время является одним из важнейших принципов проектно-конструкторской деятельности.
Автоматизированное проектирование ГОСТ определяет как процесс составления описания ещё не существующего объекта, при котором отдельные преобразования описаний объекта и (или) алгоритма его функционирования или алгоритма процесса, а также представления описаний на различных языках осуществляются взаимодействием человека и ЭВМ. Существует три направления: Первое направление - осмысление и неформальное представление проблемы.
Объективное и всестороннее описание проблемы определяет требования к новой технике, постановку задачи, проектирования пути реализации проекта и в конечном итоге качество удовлетворения потребностей. Научно-методической основой этапа осмысления проблемы является системное мышление с использованием всего арсенала системного подхода, включая анализ и синтез, индукцию и дедукцию, абстракцию и конкретизацию. Чтобы осмысление проблемы было лучше приспособлено для решения практических задач, во многих случаях, стремясь структурировано «объять необъятное», предпочтение следует отдать дедуктивным композиционным подходам.
Итогом этапа осмысления проблемы является упорядоченная (обычно иерархическая) структура факторов, определяющих функциональные и стоимостные свойства вновь создаваемой системы (объекта). В числе факторов обязательно должны быть чётко сформулированные целевые задачи, взаимодействующие стороны со своими интересами, характеристики эффекта и ущерба, возможные последствия от применения системы и т.д. Информация должна быть достаточной для критического анализа технического задания заказчика и формирования перечня математических моделей.
Второе направление - математическое моделирование проектной задачи. Обычно при проектировании используют два типа моделей: оценочные (упрощённые) и проверочные (более точные). Оценочные модели, ориентированные преимущественно на линейные зависимости, применяют на начальной стадии проектирования при формировании опорных вариантов.
Проверочные модели с использованием численных методов реализации позволяют наиболее точно описывать задачу. Результаты, получаемые с помощью поверочных моделей, имеют ценность, сопоставимую с экспериментальными данными.
При описании проектных задач, требующих учёта неопределённых и случайных факторов, классические методы оказываются малоприемлемыми. Более подходящим оказывается имитационное моделирование. Под имитацией понимают численный метод проведения на цифровых вычислительных машинах экспериментов с математическими моделями, описывающими поведение сложных систем в течение продолжительных периодов времени. Имитационная модель - это компьютерный аналог сложного реального явления. Оно позволяет заменить эксперимент с реальным процессом экспериментов с математической моделью этого процесса.
Третье направление - пользовательский интерфейс. Компьютерная технология, иначе - пользовательский интерфейс, представляет собой совокупность методологий анализа, разработки и сопровождения сложных прикладных программ, поддержанную комплексом средств автоматизации. Требования предъявляемые к КР: - Обеспечение минимальной массы конструкции. Наиболее эффективной конструкцией, комплексно удовлетворяющей требованиям прочности, жёсткости и минимальной массы, является тонкостенная оболочка, представляющая собой обшивку, подкреплённую силовым набором. В такой оболочке материал расположен по периферии, что, как известно, обеспечивает наибольшую прочность и жёсткость конструкции. Эффективность использования достоинств тонкостенной оболочки зависит от того, насколько удачно включена обшивка в общую силовую схему. Чтобы обшивка наилучшим образом выполняла силовую функцию, нужно исключить потерю её устойчивости при эксплуатационных нагрузках. Основная особенность тонкостенных оболочек - малая местная жёсткость. По этой причине к тонкостенным элементам нельзя непосредственно прикладывать большие сосредоточенные силы и моменты. При действии таких нагрузок применяют специальные элементы, задачей которых является преобразование сосредоточенных нагрузок в распределённые и наоборот.
- Обеспечение высокой технологичности конструкции.
Требование высокой технологичности, как правило, приводит к утяжелению и в ряде случаев - к усложнению конструкции. Повышению технологичности способствуют: расчленение конструкции на агрегаты, отсеки и панели,- минимальное число деталей,- простые конфигурации деталей, допускающие применение высокопроизводительных процессов; правильный выбор конструкционных материалов с учётом их технологических свойств,- минимальный расход материалов.
Упрощение конструкции достигается за счёт целого ряда факторов: важное значение имеют простые конфигурации деталей, использование стандартных и нормализованных деталей, применение минимального числа типоразмеров и номенклатуры материалов и полуфабрикатов. Большие возможности упрощения конструкции открывает также использование ранее освоенных в производстве и опробованных в эксплуатации узлов и деталей.
Механические и физические свойства материала должны обеспечивать минимальную массу конструкции, допускать применение высокопроизводительных технологических процессов. Материалы должны быть коррозионно-стойкими, недорогими и изготовленными из недифицитного сырья. С точки зрения технологии производства и эксплуатации очень важно, чтобы конструкционный материал не имел склонности к образованию трещин и хорошо обрабатывался. Эти качества материала тем лучше, чем выше его пластичность, которая свидетельствует о способности материала поглощать энергию при деформации и потому является важнейшей характеристикой работоспособности, а следовательно, и ресурса конструкции. - Обеспечение эксплуатационного совершенства. Под эксплуатационным совершенством понимают совокупность свойств Л А, характеризующих его приспособленность к процессу эксплуатации на всех стадиях. Современные требования к эксплуатационным свойствам КР довольно жёсткие и состоят в следующем. После сборки и всесторонней проверки работоспособности на заводе ракета в течение регламентного срока хранения (10 лет) не должна требовать каких-либо восстановительных работ. Этого добиваются тщательной отработкой всех систем ракеты в процессе всесторонних испытаний, соответствующих реальным экстремальным условиям эксплуатации (по нагрузкам, температурному режиму, влажности и запыленности воздуха и пр.
Очень важно, чтобы оборудование было скомпоновано по блочному принципу, а конструкции узлов крепления блоков были легкосъёмными. Это обеспечивает замену блоков оборудования с минимальными затратами труда и времени.
По истечении регламентного срока эксплуатации ракеты подвергаются тщательному контролю с проведением контрольных пусков При наличии отказов ракеты направляются для доработок на заводы-изготовители. По результатам проверок и пусков принимается решение о продлении срока эксплуатации и уровня надёжности ракет в течение этого срока с ориентацией на то, чтобы общий срок службы ракет составлял примерно 20 лет.
Заключительная стадия эксплуатации - утилизация ракет. В настоящее время эта стадия очень неопределённая и весьма трудоёмкая, что является следствием недоработок при создании существующего парка ракет. По современным требованиям разработка технологии утилизации должна быть неотъемлемой частью проектных исследований и отражаться в проектной документации. С самого начала должно предусматриваться, какая часть элементов ракеты будет использоваться в качестве запасного фонда, какая часть планируется для использования в последующих модификациях ракеты, - особенно тщательно должны прорабатываться технологии уничтожения топлив и взрывчатых веществ.
1.2.1Технические требования
- Габариты изделия должны обеспечивать возможность пуска из контейнера.
- Системы управления-наведения должны обеспечивать точное попадание в цель.
- БЧ должна обеспечивать безотказную работу и безотказное хранение.
1.2.2Эксплуатационные требования
- КР должна быть удобной в эксплуатации, хранении и транспортировании; безотказной и надежной.
- Размещение аппаратуры должно обеспечивать удобный подход к блокам и агрегатам для их осмотра, регулировки и ремонта.
- Время подготовки ракеты к пуску должно быть минимальным.
1.2.3 Тактические требования
- Класс 'П-П'
- Цель: надводные объекты
- Запуск из контейнера
- Дальность полета: 500 км
- Маршевая скорость: 280 мс
- Боевая часть: фугасно-кумулятивная
- Вес БЧ: 410кг
1.3 ВЫБОР АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ СХЕМЫ ЛА
Общепринятая классификация аэродинамических схем ракет основана на признаке взаимного расположения подвижных (управляющих) и неподвижных (несущих) поверхностей по длине корпуса; по этому признаку все аэродинамические схемы делятся на три типа: «нормальная» (сюда же относится схема «бесхвостка»), «утка», поворотное крыло и комбинированные схемы.
В классической нормальной (обычной) схеме органы управления расположены позади крыльев. Поэтому для создания положительного угла атаки б требуется отклонить рули на отрицательный угол д. При этом из суммарной аэродинамической подъемной силы (создаваемой крыльями, корпусом и рулями) подъемная сила вычитается. С одной стороны, это плохо, так как уменьшается располагаемая перегрузка ракеты . С другой стороны, поскольку суммарный угол атаки на рулях с точностью до скоса потока уменьшается на величину угла атаки () , в нормальной схеме руль можно отклонять на большие углы, не опасаясь срывных явлений. Это позволяет к тому же выводить корпус ЗУР на большие углы атаки для реализации максимальных перегрузок на больших высотах.
Практика показала, что нормальная аэродинамическая схема предпочтительна для ракет, рассчитанных на максимальную высоту применения свыше 6-10 км. Для уменьшения потери подъемной силы из-за увеличивают плечо рулей относительно центра масс, ограничивая при этом степень продольной статической устойчивости . Малая степень устойчивости позволяет к тому же снизить управляющие моменты, нагрузки на рули и, как следствие, уменьшить массу конструкции рулей и их приводов.
Так как индуктивное сопротивление рулей в нормальной схеме минимально, то при одинаковой с другими схемами маневренности аэродинамическое качество ракет такой схемы максимально. Поэтому преимущества нормальной схемы выражены тем сильнее, чем больше дальность полета.
Увеличение высоты УР приводит к росту потребной площади крыла. Стремление увеличить площадь крыльев и в то же самое время их небольшой размах становится причиной конструктивного соединения рулей с крыльями. Такая схема, получившая название «бесхвостка», является разновидностью нормальной схемы. Так как положение крыльев определятся потребным положением фокуса по б , то может оказаться, что рули, конструктивно соединенные с крыльями, будут иметь малое плечо относительно центра масс. Это приведет к заметной потере подъемной силы при балансировке ракеты.
Чтобы устранить этот недостаток, можно увеличить бортовую хорду крыльев. Но такой способ применим не всегда, так как чрезмерное увеличение бортовой хорды может привести экранированию боевой части или антенн взрывателя, размещаемых в передней части корпуса.
По мере роста скоростей полета потребная площадь крыльев уменьшается, а при достаточно больших значениях скоростного напора она может обратиться в нуль. В этом случае ракета будет иметь бескрылую схему, которую также можно считать частным случаем нормальной схемы. Подъемная сила такой УР создается в основном корпусом.
В ограниченном диапазоне высот боевого применения, когда верхняя граница зоны поражения не превышает 8-10 км, наиболее предпочтительной становится аэродинамическая схема «утка» с аэродинамическими рулями, расположенными перед крылом. Такая схема, обладая в заданном диапазоне высот практически равными с нормальной схемой летно-баллистическими и динамическими характеристиками при одинаковых массогабаритных параметрах, имеет целый ряд преимуществ, особенно важных для ракет малой дальности. На схеме «утка» для вывода корпуса ракеты на положительный угол атаки руль необходимо отклонить на положительный угол д. Вследствие этого потери подъемной силы отсутствуют (однако и выигрыша практически нет, так как вместе с появлением на рулях положительной подъемной силы возникает почти такая же отрицательная сила на крыльях, вызванная скосом потока от рулей). Отсутствие потерь подъемной силы позволяет увеличить степень устойчивости по сравнению с обычной схемой ( ).
Так как плоскость руля устанавливается к набегающему потоку под суммарным углом, равным б+д, то суммарный угол установки руля не должен превышать критический угол, начиная с которого возникают срывные явления и плоскость руля теряет несущую способность. Этот угол примерно равен 24є. При угле отклонения руля д, равном 12є, угол атаки также не должен превышать угол 12є. Отсюда следует, что ракета, скомпонованная по аэродинамической схеме «утка», принципиально не может работать на больших углах атаки. Такая особенность чрезвычайно важна для низковысотных ракет, применяемых в плотных слоях атмосферы.
Существенным недостатком схемы «утка» является также момент крена от «косой обдувки», вызываемый интерференцией подвижных и неподвижных несущих поверхностей.
Если в схеме «утка» увеличить площадь рулей и переместить их назад, одновременно уменьшив и сдвинув назад неподвижные несущие поверхности, то придем к схеме с поворотными крыльями. Поворотные крылья, расположенные вблизи центра масс ракеты, выполняют одновременно функции органов управления; неподвижные же несущие поверхности являются стабилизаторами. Такая схема в принципе позволяет обойтись без поворота корпуса и создавать подъемную силу при б =0. Это заметно улучшает динамические свойства ракеты.
Однако следует учитывать, что при б корпуса=0 носовая часть корпуса не участвует в создании подъемной силы, а стабилизаторы, находящиеся в поле скоса потока от крыльев, создают отрицательную подъемную силу. Поэтому на первый взгляд идеальная схема с поворотными крыльями по своей несущей способности значительно уступает другим схемам.
Низкое аэродинамическое качество является серьезным недостатком ракет с поворотными крыльями. К тому же наибольшие по сравнению с другими схемами значения шарнирных моментов приводят к роту массы рулевых приводов и источников энергии для них, что в конечном счете сказывается на стартовой массе. Однако схема с поворотными крыльями обладает наилучшими динамическими характеристиками по сравнению с остальными аэродинамическими схемами. Она допускает большую разбежку центровок, обеспечивая наименьшие изменения передаточного коэффициента по перегрузке. Максимальное быстродействие, минимальные выбросы перегрузки, быстрота затухания переходных процессов - вот основные преимущества схемы с поворотными крыльями перед остальными аэродинамическими схемами.
1.3.1 Суммарная оценка снарядов различных схем
Несущая способность
Несущая способность- это максимальная подъёмная сила сбалансированного ЛА. Она определяет высотность и манёвренность ЛА.
Максимальная несущая способность у схемы ' бесхвостка' , поэтому эта схема применяется на максимальных высотах и имеет максимальную манёвренность.
Схемы 'утка' и 'обычная схема' примерно равноценны по этому показателю.
Худшая несущая способность у схемы 'поворотное крыло'.
По несущей способности аэродинамические схемы располагаются в следующем порядке:
' бесхвостка' >'обычная схема'> 'утка'> 'поворотное крыло'.
Аэродинамическое качество
Аэродинамическое качество- это отношение поперечной (подъёмной) силы, действующей на ЛА, к продольной силе (силе сопротивлениея):
Аэродинамическое качество характеризует максимальную дальность полёта.
Если сравнивать все схемы при Y=const, то наилучшее K будет у той, у которой сумма X0+Xi , будет наименьшей.
Лучшее аэродинамическое качество у 'обычной схемы'. Это обусловлено тем, что угол атаки на рулях вычитается из общего б => Ci-min, а у схемы 'утка' наоборот. Худшее K у схемы 'поворотное крыло'.
По аэродинамическому качеству схемы располагаются в следующем порядке:
'обычная схема'>' бесхвостка'> 'утка'>'поворотное крыло'.
Степень статической устойчивости
В схеме 'утка' степень статической устойчивости несколько больше, чем в обычной схеме и для нее можно принять, что
(хFб- хT) = (0.03 ч 0.12) Lф
В схеме с поворотными крыльями может быть достигнута очень высокая степень статической устойчивости:
(хFб- хT) = (0.12 ч 0.2) Lф
По степени статической устойчивости аэродинамические схемы располагаются в следующем порядке.
'поворотное крыло'> 'утка' > ' бесхвостка' >'обычная схема'.
Продольное демпфирование
Наименьшие значения демпфирующих моментов в 'обычной схеме'. Несколько большие демпфирующие моменты возникают в схеме 'утка' и в схеме 'бесхвостка'. Наиболее высокие значения М™и М°' получаются в схеме с поворотными крыльями, следовательно:
'поворотное крыло' > 'утка' > 'бесхвостка'> 'обычная схема'.
Моменты крена от косой обдувки
При одновременном управлении полетом крестокрылого снаряда по двум продольным каналам возникают так называемые моменты крена от косой обдувки. Такие моменты по своей физической природе можно разделить на два вида:
* момент, вызываемый интерференцией (взаимным влиянием) корпуса ЛА несущих поверхностей. Этот момент сравнительно невелик;
* момент, вызываемый интерференцией подвижных и неподвижных несущих поверхностей.
Момент крена, вызванный взаимным влиянием подвижных и неподвижных несущих поверхностей, может во много раз превосходить момент крена, вызываемый интерференцией корпуса и несущих поверхностей. Общая величина моментов крена от косой обдувки в схемах 'утка' и с поворотными крыльями значительно больше, чем в обычной схеме и схеме 'бесхвостка'. Следовательно, по степени предпочтительности аэродинамические схемы по фактору косой обдувки можно расположить в следующем порядке:
'бесхвостка' > 'обычная схема'> 'утка' > 'поворотное крыло'.
Сравнение динамических свойств снарядов различных схем.
Аэродинамическая схема снаряда оказывает заметное влияние на его динамические свойства, весь комплекс которых принято делить на три группы:
* передаточные коэффициенты снаряда;
* характер переходных процессов;
* связь каналов управления.
Передаточные коэффициенты
Одним из важнейших требований к динамическим свойствам снаряда является требование наименьшего изменения передаточного коэффициента по перегрузке, величина изменения которого в значительной мере определяется изменением центровки снаряда в полете. Интенсивность изменения передаточного коэффициента по перегрузке зависит от степени статической устойчивости снаряда, а значит и от его схемы. Сравнивая с этой точки зрения различные аэродинамические схемы, можно прийти к выводу, что преимущество с этой точки зрения имеет схема с поворотным крылом, ибо они допускают большую 'разбежку' центровок, чем снаряды любой другой схемы. Наихудшими по этому признаку являются обычная схема и схема 'бесхвостка'. Следовательно, можно записать, что по этой характеристике аэродинамические схемы можно расположить в следующем порядке:
'поворотное крыло' > 'утка' > 'бесхвостка'> 'обычная схема'.
Переходные процессы
Качество переходных процессов характеризуется следующими величинами:
а) быстротой реакции снаряда на отклонение органов управления;
б) величиной динамического заброса перегрузки;
в) быстротой затухания переходного процесса.
Быстродействие снаряда, от которого в значительной мере зависит точность управления, определяется величиной ж и периодом собственных колебаний или постоянной времени снаряда.
, где
fc- частота собственных колебаний:
.
Очевидно, чем больше ж тем быстрее снаряд реагирует на отклонение органов управления. С этой точки зрения преимуществом обладает схема с поворотными крыльями. Значительно хуже по этому показателю схема 'утка' и еще хуже - обычная схема и схема 'бесхвостка'. Наименьшую постоянную времени дает схема с поворотными крыльями вследствие большой степени статической устойчивости. Это обстоятельство в совокупности с большой величиной обеспечивает высокое быстродействие.
Схема 'утка', значительно уступая по быстродействию схеме с поворотными крыльями, все же несколько лучше обычной схемы и схемы 'бесхвостка', т.е. по этому фактору
'поворотное крыло' >'утка'>'обычная схема'>'бесхвостка'.
Динамический заброс перегрузки в схеме с поворотными крыльями значительно меньше, чем в других схемах, из-за больших значений ж. Схема 'утка', имеющая нулевые или небольшие положительные значения ж, по величине забросов перегрузки несколько лучше обычной схемы и схемы 'бесхвостка', итак можно записать, что:
'поворотное крыло'> 'утка' > 'обычная схема' >'бесхвостка'.
Быстрота затухания переходного процесса. Так как наибольшие демпфирующие моменты возникают у снарядов с поворотными крыльями, то и переходные процессы при этой схеме затухают быстрее всего. Наименьший коэффициент затухания имеет место у снарядов обычной схемы, а схемы 'утка' и 'бесхвостка' занимают по этому признаку промежуточное положение, т.е.:
'поворотное крыло'> 'утка' > 'бесхвостка' >'обычная схема'.
Связь каналов управления
Связь каналов выражается в том, что при управлении по одному из каналов изменяются кинематические параметры движения по другому каналу. Основной причиной связи каналов являются моменты крена от косой обдувки, имеющие наибольшую величину в схемах 'утка' и с поворотными крыльями. Моменты косой обдувки достигаю максимальной величины при неустановившемся полете, т. е. во время переходных процессов. Так как перекладка рулей происходит в полете для ЗУР очень часто и имеет разную интенсивность, то вращательные движения снаряда вокруг продольной оси, вызванные моментами крена от косой обдувки, имеют колебательный характер с переменной частотой и амплитудой, что снижает точность управления по продольным каналам. Следовательно, можно записать, что:
'бесхвостка'>'обычная схема'>'поворотное крыло'>'утка'.
1.3.2 Вывод
“Поворотное крыло”
Достоинства: отличные динамические свойства в продольном движении, хорошие условия для применения ПВРД.
Недостатки: низкая несущая способность, низкое аэродинамическое качество, большие шарнирные моменты на крыльях и, как следствие, большая стартовая масса.
Область применения: летательные аппараты малых и средних высот небольшой дальности (в первую очередь, с ПВРД).
“Утка”
Достоинства: несколько лучшие динамические свойства в продольном движении по сравнению с “обычной схемой” и “бесхвосткой”, а также более простая компоновка по сравнению с этими же схемами.
Недостатки: большое индуктивное сопротивление и, как следствие, более низкое (по сравнению с “обычной схемой” и “бесхвосткой”) аэродинамическое качество, большие шарнирные моменты рулей, следовательно, большая стартовая масса, значительные моменты крена от косой обдувки, ухудшающие качество поперечной стабилизации.
Область применения: летательные аппараты всех классов умеренной дальности и высотности.
“Бесхвостка”
Достоинства: высокая несущая способность.
Недостатки: худшие динамические свойства в продольном движении, несколько большая масса по сравнению с “обычной схемой”.
Область применения: высотные манёвренные летательные аппараты.
“Обычная схема”
Достоинства: высокое аэродинамическое качество, малые шарнирные моменты рулей и, как следствие, меньшая стартовая масса. Преимущество тем сильнее, чем больше дальность полёта.
Недостатки: худшие аэродинамические свойства в продольном движении, некоторые компоновочные трудности, связанные с необходимостью установки рулевых приводов в отсеке вокруг газовода.
Область применения: летательные аппараты всех классов.
На основании проведенного анализа в качестве аэродинамической схемы проектируемого летательного аппарата была выбрана “обычная схема”.
1.4 ВЫБОР ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ ЛА
Выбор геометрических параметров корпуса
Выбор геометрических параметров корпуса ПКР сводится в основном к выбору удлинения корпуса лф, удлинению носовой части корпуса л нос и ее формы, а также удлинению кормовой части корпуса лкорм и ее сужению зкорм.
Выбор удлинения корпуса
Удлинение корпуса (лф) оказывает существенное влияние:
- на массу корпуса (mкорп),
- на сопротивление фюзеляжа (Схф) и, как следствие, на относительную массу топлива (мТ).
1. Увеличение лф ведёт к неизбежному росту mкорп.
2. Сопротивление ЛА можно представить как сумму сопротивления трения и сопротивления давления. При дозвуковых скоростях (М<1) основным фактором является сопротивление трения. В этом случае оптимальные (с точки зрения сопротивления) значения лфсопрopt лежат в пределах:
8 ? лфсопрopt ? 12
С увеличением числа Маха (М>1) резко растёт сопротивление давления и значение лфсопрopt существенно возрастает:
15 ? лфсопрopt ? 25 (М>1)
20 ? лфсопрopt ? 40 (М>>1).
Суммируя два этих фактора (влияние удлинения корпуса на массу корпуса и запас топлива) можно утверждать, что оптимальные значения удлинения корпуса лфopt для каждого из диапазона скоростей существенно меньше лфсопрopt. На основании статистических данных для АУР выработаны рекомендации по выбору лфopt:
6 ? лфopt ? 10 (М<1)
12 ? лфopt ? 20 (М>1).
Исходя из этого для проектируемого (дозвукового) ЛА в качестве значения удлинения корпуса было выбрано:
лф = 10.
Выбор удлинения и формы носовой части
Удлинение носовой части корпуса (лнос) влияет:
- на радиотехнические характеристики обтекателя (на качество прохождения через него ЭМ волн),
- на сопротивление носовой части корпуса (Схнос) и, как следствие, на запас топлива.
1. Увеличение лнос приводит к резкому снижению коэффициента сопротивления носовой части корпуса ЛА (Схнос). Так, например, увеличение удлинения носовой части от лнос=2 до лнос=3 приводит к уменьшению Схнос в два раза при скорости полета, соответствующей числу Маха М = 2. Здесь же необходимо отметить тот факт, что сопротивление носовой части корпуса может составлять до 50% общего сопротивления ЛА.
2. С радиотехнической точки зрения оптимальной является носовая часть сферической формы (лнос =0.5). В этом случае сигнал, проходящий через обтекатель, не искажается (ЭМ волна не преломляется). С увеличением лнос искажение сигнала начинает расти. Это приводит к тому, что кажущееся положение цели будет отличаться от истинного, т.е. возникнет синхронная ошибка. Снизить данный негативный фактор можно сделав обтекатель оживальной формы, который, по сравнению с конусообразным, практически не отличается по технологии производства (а, следовательно, и по стоимости), однако значительно меньше преломляет ЭМ волны, проходящие через него. Здесь же хотелось бы отметить, что с ростом лнос увеличиваются габариты ЛА и снижается общая плотность компоновки.
Исходя из вышесказанного, оптимальные значения удлинения носовой части корпуса (по статистике) для дозвуковых ЛА лежат в пределах:
0,5 ? лносopt ?1.
Итак, для проектируемого ЛА выбираем носовую часть сферической формы со следующими характеристиками:
лнос=0,8.
Выбор удлинения и сужения кормовой части корпуса
Для проектируемого ЛА принимаем:
лкорм= 2; зкорм =0,6.
Выбор геометрических параметров крыльев
К геометрическим параметрам крыла относятся:
- удлинение (лкон) и сужение (зкон) консолей крыльев,
- относительная толщина профиля крыла (),
- углы стреловидности по передней (ч0) и по задней (ч1) кромкам,
- форма профиля крыла.
Выбор удлинения и относительной толщины профиля крыла
Выше было отмечено, что проектируемый летательный аппарат относится к классу дозвуковых, следовательно, весь его полет происходит при скоростях соответствующих числу Маха М<1. Известно, что при дозвуковых скоростях полета целесообразно применение крыльев большого удлинения (лкон ? 2) с относительной толщиной профиля (=0.08 - 0.1).
Выбор угла стреловидности по передней кромке
Выбор угла стреловидности по передней кромке (ч0) выбирался из следующих соображений:
При дозвуковом полёте ЛА непроисходит скачек уплотнения. Следовательно угол стреловидности по передней кромке можно выбирать небольшим.
Выбор сужения крыла
Увеличение сужения консоли крыла (зкон) снижает величину действующего на крыло изгибающего момента (Мизгкр), а следовательно и относительную массу крыла. Это обусловлено тем, что с ростом зкон уменьшается плечо Мизгкр, т.к. центр давления крыла смещается к корпусу ЛА. Однако, увеличение зкон при неизменной площади крыла приводит к увеличению длинны бортовой хорды, и как следствие к увеличению крутящего момента (Мкруткр). Одним из традиционных способов снижения действия Мкруткр является увеличение числа узлов крепления крыла к корпусу, однако, при большой длине бортовой хорды, это значительно усложняет производство и сборку крыла и корпуса.
Выбор формы профиля крыла
Выбор формы профиля крыла так же требует учета ряда противоречивых требований. Так как передняя часть консоли крыла, по существу, является незакрепленной, то ромбовидный профиль, обладающий наименьшим волновым сопротивлением, не обеспечивает требуемой жесткости и, следовательно, будет сильно изгибаться под действием аэродинамических нагрузок. Поэтому выбираем крыло с дозвуковым профилем, что позволяет обеспечить требуемую жесткость.
Очевидно, что выбор геометрических параметров крыла, зависит от учета множества конкретных особенностей ЛА: компоновочных, аэродинамических, экономических, прочностных и др. Задача же конструктора состоит в том, чтобы найти решение максимально удовлетворяющее всем этим требованиям, причем данное решение неизбежно будет являться компромиссным. При разработке облика ЛА изменение размеров и формы консолей крыльев проводилось несколько раз, при этом учитывались высказанные выше соображения.
Окончательный вариант крыла имеет следующие характеристики:
лкон = 6.9; зкон =1.7 ; =0.09;
ч1 = 0є ; форма профиля - дозвуковой.
Выбор геометрических параметров рулей
При выборе формы рулей необходимо руководствоваться теми же требованиями, что и при выборе формы крыльев.
В итоге, окончательный вариант руля:
руль целиковый с шестигранным профилем:
лкон = 2.2; зкон =2.5; =0.08; ч0 = 30є; ч1 = 0є .
Отметим, что оптимизация всех геометрических параметров ЛА проводится при проведении баллистического проектирования с использованием САПР - 602.
1.5 ОБОСНОВАНИЕ ВЫБОРА ТИПА СТАРТА
От выбора типа старта зависит время реакции комплекса в боевое положение, ближняя граница зоны поражения. В настоящее время наибольшее распространение нашли наклонный и вертикальный способы старта.
Наклонный старт осуществляется с помощью собственного разгонного двигателя. Это наиболее простой с точки зрения ракеты тип старта, поскольку не требуется усложнения автопилота, введение в ракету дополнительных элементов. Все трудности перекладываются на наземные средства. Пусковые установки наклонного старта должны обеспечивать наведение как по углу места, так и по азимуту, что требует громоздких приводных систем, и как следствие усложнение комплекса, уменьшение мобильности. В результате для ракет средней и большой дальности пусковые установки превращаютсяв тяжёлые, стационарные сооружения, для размещения которых на местности требуется подчас серьёзная инженерная подготовка. Комплексы с такими ракетами становятся маломобильными и более уязвимыми. Основное достоинство такого типа старта, это удовлетворение требованию по ближней границе, поскольку ракета стартует непосредственно по направлению на цель.
Использование вертикального старта обеспечивает получение ряда преимуществ. Указанные преимущества включают: существенное сокращение времени реакции комплекса, увеличение боезапаса, понижение его уязвимости. Одной из особенностей такого старта является необходимость склонения ракеты в сторону цели. Решением этой задачи является применение газовых рулей либо системы газодинамического склонения (специальные системы, импульсные двигатели).
В настоящее время используются два способа вертикального старта: на собственном двигателе («горячий» старт) и с использованием специальных устройств выброса («холодный» старт). Основным недостатком « горячего» старта является включение двигателя в пусковом устройстве. Это влечет за собой необходимость защиты комплекса от горячих струй, также это плохо сказывается на надежности и сроке службы оборудования.
Использование «холодного» старта обеспечивает:
- простоту, компактность и надежность стартовых устройств;
- минимальную ближнюю границу зоны обстрела;
- исключение воздействия струи продуктов сгорания двигателя на элементы комплекса;
- не расходуется импульс двигателя на участке старта.
В качестве специальных устройств выброса ракеты из ТПК при «холодном» способе старта применяются катапультирующие устройства, парогазовые или пороховые аккумуляторы давления (ПАД) и специальные выталкивающие двигатели.
Поскольку «холодный» старт имеет явное преимущество, для нашего случая, и потребная скорость выхода нашей ракеты из ТПК не превышает 25 м/сек, выбираем «холодный» старт с помощью катапультирующих устройств
1.6 ВЫБОР ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ
На управляемых ракетах, могут применяться ракетные двигатели следующих типов;
- Ракетные двигатели на твердом топливе (РДТТ):
- Жидкостные ракетные двигатели (ЖРД);
- Прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД);
- Турбореактивные двигатели (ТРД).
Выбираем ТРД. Это последняя разработка ОАО АМНТК «Союз» новый турбореактивный двухконтурный одновальный двигатель Р125-300.
Предназначен для беспилотных летательных аппаратов различного назначения. Оснащён электронной системой автоматического управления, встроенным электрогенератором мощностью 4 кВт и автономной маслянной системой. Запуск от пиростартёра. Предусмотрена возможность отбора воздуха на нужды летательного аппарата. Характеризуется простотой конструкции и низкой стоимостью изготовления. Испытан демонстрационный образец двигателя.
Основные данные двигателя:
Максимальная тяга 3,33 кН
Удельный расход топлива 0,089 (кг/ч) / Н
Масса полностью снаряженного двигателя 68 кг
Габариты (диаметр, длинна) 315 мм,
550 мм
Область эксплуатации:
Высоты 0-6 км
Числа Маха полета < 0,9
Температура окружающего воздуха в соответствии с предельными диапозонами по высотам норм ИКАО.
1.7 ВЫБОР МАТЕРИАЛОВ КОНСТРУКЦИИ
Учитывая режимы полета ракеты, а так же из технологических соображений, принимаем следующие материалы для агрегатов ракеты:
- носовой обтекатель: ситалл;
- отсеки корпуса: сплав АМГ6
- крыло и рули: лонжерон- сталь(ВНС-2), обшивка-стеклопластик (органит 10Т), наполнитель- пенополиуритан ПУ-104М;
1.8 ВЫБОР СПОСОБА УПРАВЛЕНИЯ
Выбираем аэродинамический способ управления.
1.9 ВЫБОР ТИПА СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ И НАВЕДЕНИЯ РАКЕТЫ НА ЦЕЛЬ
Система управления (СУ) представляет собой совокупность устройств, обеспечивающих полёт ЛА по заданному закону соответствующим регулированием управляющих сил и управляющих моментов. Закон управления определяется методом наведения, для реализации которого СУ должна непрерывно измерять отклонение вырабатывать управляющие сигналы и обеспечивать требуемое угловое положение (стабилизацию) корпуса ЛА.
Систему управления ракетой можно представить состоящей из 2х частей:
· системы наведения (СН);
· системы стабилизации (СС).
СН, вырабатывая и вводя управляющие сигналы, наводит ракету на цель по определенной заданной (программной) или выработанной в процессе полета траектории.
СС (автопилот) предотвращает отклонение ракеты от заданной траектории.
СУ может быть либо полностью размещена на борту ракеты, либо частично располагаться также и на КП.
СУ ЛА обычно состоит из трёх каналов управления стабилизации - тангажа, рысканья, крена - и обычно классифицируются по принципу действия в зависимости от места и способа формирования сигнала наведения. Можно выделить следующие типы СУ: автономные, теленаведения, самонаведения и комбинированные.
Для противокорабельных тактических КР наиболее целесообразной является инерциальная система плюс активное радиолокационное самонаведение на конечном участке.
1.10 ВЫБОР ТИПА РАСЧЕТНОЙ ТРАЕКТОРИИ
Под расчётной траекторией понимается условная траектория, принимаемая за основу при расчёте параметров ракеты.
Типовая траектория состоит из следующих участков:
1 - старт;
2 - программный разворот в вертикальной плоскости;
3 - маршевый полет на постоянной высоте;
4 - программный разворот в вертикальной плоскости;
5 - пикирование на цель.
Основным участком является маршевый полет. Для успешного преодоления ПВО целесообразно снижать высоту полета, т.к. при этом существенно уменьшается дальность и вероятность обнаружения снаряда РЛС, а на сверхмалых высотах (Н<50м) из-за влияния помех от земной (или водной) поверхности возникают значительные трудности в обнаружении. Для увеличения вероятности преодоления ПВО можно также совершать полет на больших высотах (Н>30км) в зоне недосягаемости средств ПВО. Увеличение скорости полета приводит к уменьшению времени нахождения снаряда в зоне ПВО, т.е. к увеличению вероятности его преодоления. Уменьшение высоты и увеличение скорости приводят к увеличению массы топлива, а следовательно массы и стоимости ракеты в целом.
В нашем дипломном проекте, основываясь на заданных характеристиках ракеты и ее боевом применении, в качестве оптимальной выбираем настильную траекторию с маршевым участком на сверхмалой высоте, а также с выполнением ракетой маневров «змейка», «горка» на конечном участке траектории
1.11 ОБОСНОВАНИЕ ТИПА РУЛЕВОГО ПРИВОДА
Силовые приводы управления на ракетах являются исполнительными элементами систем управления полетом и предназначены для поворота органов управления (стабилизации, ориентации). Главной частью привода является приводной двигатель, работающий от источника энергии в соответствии с сигналом управления.
Выбор типа привода для органов управления ПКР - неформальная задача. Её решение зависит от целого ряда факторов, в том числе которых:
- тип органа управления и режим его работы;
- требуемое быстродействие и точность поворота органа управления;
- продолжительность работы привода;
- потребная мощность привода;
- масса и габариты привода;
- диапазон рабочих условий и т.д.
Существуют рулевые приводы следующих видов:
газовые, гидравлические, электромеханические.
Газовые рулевые приводы могут быть двух видов: работающие на сжатом воздухе и на горячем газе. Газовые приводы просты по устройству, надёжны, имеют сравнительно невысокую стоимость. Горячий газ как источник энергии более эффективен, поэтому приводы на горячем газе более предпочтительны.
Гидравлические приводы имеют высокую надёжность, точны, практически безынерционны, обеспечивают высокое быстродействие. По сравнению с другими приводами сложнее, дороже, требуют нескольких видов источников энергии.
Электромеханические рулевые приводы по своей структуре аналогичны газовым и гидравлическим приводам. Однако вследствие значительной потребной мощности источников питания область их применение пока ограничена в основном малоразмерным ракетам, не требующие значительных мощности приводов.
Существуют некоторые общие признаки, позволяющие определить подходящий тип, а именно:
1) Если время работы привода невелико (< 60 сек), управление полётом производится с помощью воздушных рулей, а потребная мощность не очень значительна (что характерно для атмосферных ракет небольших размеров, то целесообразно применять газовые (пневматические) приводы.
2) Гидравлические приводы применяют при значительной потребной мощности и высоком быстродействии. Эти требования характерны для значительных по площади рулей и больших скоростях полета, поскольку существенны шарнирные нагрузки.
3) Электромеханические приводы выгодны, когда необходима длительная работа при небольшой потребной мощности.
На основании выше изложенного выбираем Электромеханический привод (m=34кг.).
1.12 ВЫБОР ТИПА БОЕВОЙ ЧАСТИ
Противокорабельные ракеты используются для поражения надводных целей. Поэтому они могут оснащаться боевыми частями (БЧ). Основными поражающими факторами, используемыми в боевых частях ПКР, являются: фугасный, кумулятивный, тепловой и лучевой. Первые два создаются боевыми частями с использованием бризантных взрывчатых веществ. Последние две характерны для специальных БЧ.
Фугасное действие связано с образованием при взрыве БЧ воздушной ударной волны, распространяющейся во все стороны в виде фронта высокого давления. Однако радиус разрушающего воздействия зависит от плотности воздуха.
Сильное разрушающее действие по цели может быть создано кумулятивной струей при направленном взрыве БЧ. Такие БЧ способны обеспечить при попадании в цель ее полное разрушение или воспламенение. Однако для этого требуется точное попадание кумулятивной струи в цель, чего добиться крайне сложно.
После проведения анализа вариантов БЧ, был сделан выбор в пользу фугасно-кумулятивной БЧ (m=410кг.).
Для приведения в действие ФКБЧ применяют неконтактные взрыватели (электростатические, оптические, лазерные, акустические и радиовзрыватели). Мы будем использовать радиовзрыватель.
1.13 ПРЕДВАРИТЕЛЬНАЯ КОМПАНОВКА РАКЕТЫ
1.13.1 Схема электропитания
Список сокращений
АЦП - АНАЛОГОВО-ЦИФРОВОЙ ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЬ
БВС - БОРТОВАЯ ВЫЧИСЛИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА
БИНС - БЕСПЛАТФОРМЕННАЯ ИНЕРЦИАЛЬНАЯ НАВИГАЦИОННАЯ СИСТЕМА
БОС (ПО БУ)- БОРТОВАЯ ОПЕРАЦИОННАЯ СИСТЕМА
БПВ - БЛОК ПРИЁМОВЫЧИСЛИТЕЛЬНЫЙ
БП - БЛОК ПИТАНИЯ
БРЭМ - БЛОК РУЛЕВЫХ ЭЛЕКТРОФРИКЦИОННЫХ МАШИН
БРЭО - БОРТОВОЕ РАДИОЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЕ
БСИ - БЛОК СОПРЯЖЕНИЯ ИНТЕРФЕЙСОВ
БУ - БЛОК УПРАВЛЕНИЯ
БЧЭ - БЛОК ЧУВСТВИТЕЛЬНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ
ВИП - ВТОРИЧНЫЙ ИСТОЧНИК ПИТАНИЯ
ВПМК - ВЫЧИСЛИТЕЛЬ ПЕРИФЕРИЙНЫЙ
ВЦМК - ВЫЧИСЛИТЕЛЬ ЦЕНТРАЛЬНЫЙ
ВЧ - ВЫСОКАЯ ЧАСТОТА
ГСН - ГОЛОВКА САМОНАВЕДЕНИЯ
ДНГ - ДИНАМИЧЕСКИ НАСТРАИВАЕМЫЙ ГИРОСКОП
МП - МОНОБЛОК ПРИБОРНЫЙ
НАП - НАВИГАЦИОННАЯ АППАРАТУРА ПОТРЕБИТЕЛЕЙ
ПО - ПРОГРАММНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ
ППК - УСТРОЙСТВО ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЯ ПАРАЛЛЕЛЬНОГО КОДА
ПРК - УСТРОЙСТВО ПРИЁМА И ВЫДАЧИ РАЗОВЫХ КОМАНД
СН - НАП СПУТНИКОВЫХ НАВИГАЦИОННЫХ СИСТЕМ
СНАУ - СИСТЕМА НАВИГАЦИИ И АВТОНОМНОГО УПРАВЛЕНИЯ
УП - УСТРОЙСТВО ПРЕ0БРА30ВА ТЕЛЕЙ
УС-ТМ - УСТРОЙСТВО СОГЛАСУЮЩЕЕ ТМ (ТОРМОЗНАЯ МУФТА)
УУ - УСТРОЙСТВО УПРАВЛЕНИЯ
УФ - УСТРОЙСТВО УСИЛИТЕЛЕЙ-ФОРМИРОВАТЕЛЕЙ
ЦАП - ЦИФРОАНАЛОГОВЫЙ ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЬ
ЭО - ЭЛЕКТРООБОРУД0ВАНИЕ
По конструктивно-технологическим соображениям ракета разделена на шесть отсеков. Тип стыка отсеков - клиношпоночный с замком для стопорения. Отсеки корпуса негерметичны, за исключением отсека приборного.
Теплоизоляция (войлок с тканью, нанесённый на внутреннюю поверхность корпуса) предназначена для защиты аппаратуры от аэродинамического нагрева и обеспечения необходимого температурного режима.
1.13.2 Носовая часть ракеты
Представляет собой радиопрозрачный обтекатель. В этом отсеке располагается: АГСН, баллон системы охлаждения, взрывательное устройство, система измерения баровысоты, датчики температуры. (m=70 кг.) Носовая часть ракеты разделена на обтекатель и небольшой аппаратурный отсек, в котором расположена аппаратура, необходимая для АГСН.
1.13.3 Отсек боевой части
Для этой ракеты используется фугасно-кумулятивная боевая часть(ФКБЧ) .
ФКБЧ предназначена для поражения морских надводных целей. ФКБЧ выполнена в виде ненесущего отсека ракеты и представляет собой корпус наполненной взрывчатой смесью.
1.13.4 Баковый отсек
Представляет из себя одноотсечной топливный бак ненесущей сварной конструкции объёмом до 120л, изготовленный из АМг6. Так же в этом отсеке располагаются элементы системы подачи топлива.
1.13.5 Отсек бортового оборудования
Включает в себя:
· блоки системы навигации и автоматического управления СНАУ;
· антенну НАП(m=2кг.);
· воздушный клапан;
· отрывной электроразъём;
· баллон системы охлаждения;
· аккумуляторную батарею(m=15кг.);
· преобразователь статический ППС(m=4кг.);
· блок выпрямления, регулирования и коммутации БВРК)(m=15кг.);
· контрольные разъёмы СНАУ.
Система обеспечивает в любое время года и суток, в простых и сложных метеоусловиях, над сушей и над морем на всех географических широтах навигацию, ориентацию, управление и стабилизацию изделия.
Масса системы не превышает 70 кг (с учётом БРЭМ).
Электропитание системы осуществляется от источника постоянного тока напряжением 27 В. Потребляемая мощность системы от сети постоянного тока (без учёта потребления блоков БРЭМ, БП по цепям 27 В) - не более 180 Вт в установившемся режиме. Потребляемая мощность блока БП - 60 Вт.
Система обеспечивает готовность к работе после подачи на неё питающего напряжения, при совместной эксплуатации с изделием, за время не более 1 мин.
Время работы системы в дежурном режиме (с подачей охлаждающего воздуха) не более 40 мин., при этом готовность системы не превышает 15с.
Время работы системы в автономном полёте не менее 30 мин.
Время непрерывной работы системы в совместном полёте при выключенном блоке БРЭМ не менее 6 часов непрерывно, 1 час перерыв.
Система осуществляет взаимодействие и информационный обмен со следующими основными системами:
· системой электрооборудования БРЭО объекта;
· АГСН;
· радиотелеметрической станцией (РТС) через согласующее устройство УС.
· Система формирует и выдаёт команды в смежные системы, а также обеспечивает приём команд из смежных систем.
· Система АД включает в состав:
· БРЭМ;
· моноблок приборный МП, включающий блок управления БУ, бесплатформенную инерциальную систему БИНС, блок приёмовычислительный из состава аппаратуры потребителей спутниковых навигационных систем СН;
· блок сопряжения интерфейсов БСИ;
· радиовысотомер;
· аппаратуру потребителей спутниковых навигационных систем СН;
· блок питания БП;
· программное обеспечение АД.
Блок управления БУ предназначен для:
· приёма разовых команд и дискретных сигналов от аппаратуры БИНС, радиовысотомера, СН, системы конечного управления (СКН) АГСН, БРЭО объектов 10 В и ЭО
· приёма аналоговых сигналов от аппаратуры БИНС;
· приёма цифровых данных от аппаратуры БИНС, радиовысотомера, СН, СКН и блока БСИ;
· аппаратурного обеспечения стабилизации изделия относительно центра масс и реализации управления изделием по сигналам управления, формируемым ПО АД;
· выдачи под управлением ПО АД разовых команд и дискретных сигналов в аппаратуру БИНС, радиовысотомера, СН, СКН, БРЭО объектов 10 В и ЭО изделия;
· выдачи цифровых данных в аппаратуру БИНС, радиовысотомера, СН, СКН и в блок БСИ;
· выдачи сигналов управления на рулевые машины изделия БРЭМ;
· выдачи аналоговых и цифровых параметров в УС для передачи на ТМ;
· проведения под управлением ПО АД автономного контроля АД.
· В состав блока входят:
· бортовая вычислительная система, состоящая из устройств ВЦМК и ВПМК;
· два устройства приёма и выдачи разовых команд ПРК;
· устройство преобразователей УП;
· устройство управления УУ;
· четыре устройства усилителей-формирователей УФ;
· вторичные источники питания;
· бортовая операционная система (ПО БУ).
Бортовая вычислительная система ВЦМК и ВПМК
Бортовая вычислительная система блока состоит из устройств вычислителя центрального ВЦМК и вычислителя периферийного ВПМК, объединённых последовательным двунаправленным каналом межмашинного взаимодействия (ММО).
ВЦМК осуществляет управление всеми остальными устройствами блока через 16-разрядную двунаправленную шину - канал внешних устройств (КВУ), обмен информацией биполярным последовательным кодом с БИНС, БСИ и УС, обмен информацией с ВПМК по каналу ММО, приём и преобразование в цифровую форму аналоговых сигналов.
В ВЦМК предусмотрена возможность блокировки записи в выделенную область ОЗУ объёмом 4 Кбайт.
ВПМК осуществляет обмен информацией биполярным последовательным кодом с радиовысотомера, АГСН, обмен информацией с ВЦМК по каналу ММО и обмен по каналу RS-232E (совместно с устройством УП) с СН.
Устройство приёма и выдачи разовых команд ПРК
Устройство приёма и выдачи разовых команд ПРК предназначено для приёма 16 разовых команд (дискретных сигналов уровнем +27 В) и передачи информации о принятых разовых командах в ВЦМК по каналу КВУ, а также для выдачи 16 разовых команд (дискретных сигналов уровнем +27 В), транслируемых из ВЦМК по каналу КВУ.
Устройство преобразователей УП
Устройство преобразователей УП предназначено для:
· преобразования цифровой информации, поступающей из ВЦМК, в аналоговые сигналы, поступающие на вход УУ. Данная функция используется для передачи сигналов управления «по положению»;
· уменьшения аналоговых сигналов по трём составляющим угловой скорости изделия, поступающих из БИНС, пропорционально цифровой информации, поступающей из ВЦМК, и передачи преобразованных аналоговых сигналов в УУ. Данная функция используется для замыкания контура стабилизации изделия по угловой скорости с переменными коэффициентами усиления;
· коммутации и преобразования входных аналоговых двуполярных сигналов, поступающих от устройств УУ и УФ, в выходные нормализованные аналоговые сигналы, поступающие на вход встроенного АЦП ВЦМК. Данная функция используется для проверки каналов управления системы АД в процессе автономного (или в составе изделия) контроля системы.
Устройство управления (УУ)
Устройство управления (УУ) входит в контур каналов управления и предназначено для:
· реализации в каналах управления по курсу, тангажу и крену аналогового суммирования сигналов управления «по положению» и по угловой скорости с заданными передаточными коэффициентами и апериодических противоизгибных фильтров с постоянной времени 0,01с.;
· ограничения суммарных сигналов управления;
· кинематической разводки, т.е. распределения суммарных ограниченных сигналов управления в трёх каналах на 4 канала привода рулей.
Устройство усилителя-формирователя (УФ)
Устройство усилителя-формирователя (УФ) входит в контур привода и предназначено для выработки сигналов управления муфтами электрического привода руля.
Блок сопряжения интерфейсов БСИ
Блок БСИ входит в состав систем АД и предназначен для сопряжения блока БУ с БРЭО объекта 10 В и с БРЭО объекта Т-6М. Блок БСИ выполняет следующие функции:
· в случае отсутствия признака объекта Т:
· принимает цифровую информацию от БРЭО объекта 10 В в виде последовательного кода и, с минимальной задержкой, передаёт эту информацию в БУ последовательным кодом;
· в случае наличия признака объекта Т:
· принимает цифровую информацию в виде 16-ти разрядного параллельного кода и разовые команды от БРЭО объекта Т;
· преобразовывает 16-ти разрядный параллельный код и принимаемые команды в последовательный код для выдачи цифровой информации в БУ;
· выдаёт цифровую информацию в БУ последовательным кодом;
· принимает цифровую информацию от БУ последовательным кодом и преобразовывает её в выдаваемые в БРЭО разовые команды.
В состав блока входят:
· устройство вычислителя ВЦМК,
· устройство преобразователя параллельного кода ППК,
· устройство приёма и выдачи разовых команд ПРК,
· ВИП (вторичный источник питания),
· программное обеспечение.
Радиовысотомер
Радиовысотомер входит в состав системы АД и предназначен для:
· автономного измерения геометрической высоты полёта изделия, горизонтальных составляющих вектора скорости изделия на оси связанной системы координат, определение типа подстилающей поверхности (суша/море);
· определения вертикальной составляющей вектора скорости изделия, средней высоты волны при полёте над водной поверхностью и угла сноса;
· выдачи по каналу биполярного последовательного кода массива из 5 слов, содержащих измеряемую и вычисляемую информацию, а также признаки режимов и логики работы прибора.
Радиовысотомер обеспечивает измерение высоты при углах крена и тангажа не более 350, измерение горизонтальных составляющих вектора скорости при углах крена и тангажа не более 100 и высоте полёта - не более 2000 м. (m=8кг.)
Бесплатформенная инерциальная навигационная система БИНС
БИНС входит в состав систем АД и предназначена для:
· автономного (инерциального) определения и выдачи составляющих вектора скорости и координат изделия на оси навигационной системы координат, приращений кажущейся скорости и приращений углов поворота, измеряемых датчиками линейных ускорений и угловых скоростей, параметров ориентации связанной системы координат объекта;
· приёма корректирующих навигационных параметров и параметров ориентации;
· выдачи аналоговых сигналов, пропорциональных угловым скоростям относительно центра масс БИНС.
Состав БИНС:
· блок чувствительных элементов (БЧЭ), включающий 3 маятниковых акселерометра, 2 трёхстепенных динамически настраиваемых гироскопа (ДНГ), работающих в режиме датчиков угловой скорости (ДУС);
· комплект устройств, включающий сервисную электронику и вычислитель;
· вторичные источники питания.
БИНС должна сохранять свою работоспособность при применении на всех географических широтах, неограниченном изменении углов курса, тангажа и крена, абсолютной высоте полёта в диапазоне от -200 до +20000 м и максимальной скорости полёта до 1500 м/с.
БИНС должна быть работоспособной при воздействии в автономном полёте возмущений, определяемых следующими параметрами:
· максимальные угловые ускорения: 3000 0/с2 (относительно оси х) и 2000 0/с2 (по остальным осям);
· максимальные угловые скорости: 150 0/с2;
· максимальные линейные ускорения: 20 g в течение не более 7,5 с.
Время формирования сигнала интегральной исправности БИНС не более 30 секунд после подачи электропитания.
Время непрерывной работы БИНС составляет не менее 30 минут в условиях автономного полёта и не менее 60 минут в условиях совместного полёта или наземных проверок.
БИНС выдаёт по цифровому каналу связи следующую информацию в прямоугольной навигационной системе координат (НСК) и связанной системе координат (ССК) БИНС:
· три составляющих линейной скорости объекта;
· координаты местоположения объекта;
· три приращения кажущейся скорости, измеренных акселерометрами БИНС на интервале обновления навигационных параметров движения, приведённых к связанной системе координат БИНС;
· три приращения углов (средней абсолютной угловой скорости ), измеряемых ДУСами на интервале обновления навигационных параметров движения, приведённых к связанной системе координат БИНС;
· кватернион ориентации ССК относительно НСК;
· ТМ-данные.
БИНС выдаёт из БЧЭ аналоговые сигналы , соответствующие проекциям угловой скорости объекта на оси чувствительности датчиков угловых скоростей БИНС, при этом положительные значения сигналов должны соответствовать положительным значениям соответствующим проекций вектора угловой скорости объекта.
БИНС обеспечивает приём навигационных и корректирующих параметров и параметров ориентации, необходимых для задания начальных значений навигационных параметров, точного определения начальной ориентации осей чувствительности БИНС, коррекции навигационных параметров и параметров ориентации в автономном полёте (VX,, VY, VZ, RX, RY, RZ, ).
Навигационная аппаратура потребителей спутниковых навигационных систем СН.
Навигационная аппаратура потребителей спутниковых навигационных систем СН предназначена для измерения текущих значений навигационных параметров и текущего времени по сигналам спутниковых навигационных систем ГЛОНАСС и НАВСТАР в любой точке земного шара, в любой момент времени и вне зависимости от метеоусловий.
СН обеспечивает работу по сигналам СНС ГЛОНАС или НАВСТАР, или по сигналам этих двух систем одновременно. В СН применяется 14-канальный цифровой приёмник, позволяющий принимать одновременно сигналы от 14 спутников данных систем.
В состав СН входят:
· антенна, устанавливаемая на поверхности корпуса изделия;
· блок приёмовычислительный (БПВ), устанавливаемый в раме МП;
· усилитель МШ-М, предназначенный для предварительного усиления и фильтрации ВЧ-сигнала в линии антенна - БПВ;
· кабели ВЧ;
· программно-математическое обеспечение.
Время непрерывной работы СН составляет 24 ч.
Блок управления БУ, БИНС и блок приёмовычислительный БПВ из состава СН выделены в отдельный моноблок приборный МП на своей несущей раме. В нижней части отсека под моноблоком МП устанавливается радиовысотометр. Антенна, усилитель МШ-М из состава СН устанавливаются в следующем за моноблоком МП отсеке в верхней его части и соединяются между собой и БПВ высокочастотными кабелями. БРЭМ, БП размещаются в хвостовой части изделия. Электрические связи между БИНС, БПВ и БУ проходят внутри моноблока. Все электрические связи между отдельно расположенными блоками реализуются через блок управления БУ, в котором для этого в нижней части имеются 6 соединителей. Все блоки, кроме БИНС, выполнены в пылебрызгозащищённых корпусах, устанавливаются без амортизаторов. Подача охлаждающего воздуха не требуется.
Система охлаждения
Система охлаждения включает в себя воздушную и жидкостную системы охлаждения.
Воздушная и жидкостная система охлаждения предназначена для охлаждения бортовых систем ракеты при совместном полёте на подвеске под самолётом-носителем и в автономном полёте.
Система охлаждения состоит из:
· воздушного клапана и патрубка, обеспечивающих приём и разводку воздуха от самолёта-носителя и закреплённых в отсеке электрооборудования сверху;
· системы охлаждения хвостовой части корпуса - воздушного клапана и воздухоподводящего трубопровода, обеспечивающих приём и разводку воздуха от самолёта-носителя и закреплённых на баковом отсеке;
· системы охлаждения АГСН - ёмкости с хладоном, установленной в отсеке электрооборудования, пироклапана, трубопровода и обратного клапана, установленных в гаргроте, и коллектора, закреплённого на переднем обтекателе.
В носовом отсеке воздух, поступающий из системы кондиционирования самолёта-носителя, через воздушный клапан и патрубок проходит через воздуховоды омывая АГСН, блок БУ/Э (блок управления), аппаратуру отсека электрооборудования, выходит через жалюзи гаргрота.
В хвостовом отсеке воздух, поступающий из системы кондиционирования самолёта-носителя, через воздушный клапан и, омывая БП и БРЭМ, выходит через жалюзи гаргрота.
Система охлаждения АГСН задействуется при срабатывании пироклапана вскрытия ёмкости после отцепки ракеты; под давлением насыщенных паров хладон по трубопроводу через обратный клапан поступает в коллектор и через отверстия в нём подаётся на корпус АГСН. Пары хладона выходят через жалюзи гаргрота.
При температуре в отсеке ниже 100С обратный клапан закрыт, так как давление паров хладона ниже силы упругости пружины, хладон не поступает в систему, и охлаждение не производится.(m=8кг.)
Компоновка электрооборудования
Электрооборудование обеспечивает электроснабжение бортовых систем ракеты, формирует и исполняет разовые команды управления работой отдельных систем, производит с помощью оборудования самолёта-носителя обогрев аккумуляторной батареи, а также обеспечивает контроль работоспособности БЭСО ракеты.
В состав электрооборудования входят:
· батарея аккумуляторная, (первичный источник питания)(m=15кг.);
· БВРК (блок выпрямления, регулирования и коммутации)(m=15кг.);
· БПР (блок питания регулируемый), (вторичный источник питания) (m=1.2кг.);
· ППС (преобразователь статический)(m=4кг.);
· бортовая электрическая сеть)(m=15кг.).
Батарея и блоки БВРК, БПР, ППС установлены на кронштейнах в отсеке электрооборудования.
Щелочная никель-кадмиевая батарея обеспечивает в течение автономного полёта питание потребителей постоянным током.
При этом питание потребителей напряжением (272,7) В в течение первых 15с после отцепки до запуска маршевого ТРДД обеспечивается только батареей, а затем она работает параллельно с ТГ (турбогенератор) через схему выпрямления и регулирования БВРК.
Напряжение 6,3 В используется для питания муфт электропривода БРЭМ (блок рулевых электрофрикционных машин) в течение всего автономного полёта.
На ракете батарея находится в заряженном состоянии и подключается к потребителям по команде «Пуск».
Для обеспечения рабочих характеристик батареи предусмотрен её обогрев при температуре электролита ниже 00С. Обогрев производится подачей переменного напряжения 12-15 В 400 Гц с блока БТ самолёта-носителя на минусовую клемму батареи, при этом её первая и одиннадцатая секции включаются последовательно - встречно. Необходимость обогрева определяется аппаратурой самолёта-носителя по величине сопротивления встроенных в батарею терморезисторов. Обогрев производится при R>16 кОм и отключается автоматически при R<14 кОм. Максимальное время обогрева - не более 20 мин (при температуре -500С). Допустимое количество включений обогрева не более 15 за весь период эксплуатации.
БВРК предназначен для:
· преобразования (выпрямления) переменного тока ТГ в постоянный ток для питания систем ракеты параллельно с батареей;
· поддержания в заданных пределах напряжения постоянного тока;
распределения постоянного тока между потребителями ракеты;
· коммутации цепей по командам, формируемым оборудованием самолёта-носителя, СНАУ (аппаратура системы навигации и автономного управления), КРД;
· передачи сигналов о работоспособности БЭСО ракеты;
· передачи в КРД сигнала, пропорционального частоте вращения вала маршевого ТРДД;
· формирования сигнала готовности системы генерирования (СГГ);
· формирования и передачи на КП сигнала готовности ракеты (КРГ).
Преобразователи
БПР является электромеханическим преобразователем постоянного тока напряжением 27 В в трёхфазный переменный ток напряжением 36 В 400Гц, используемый в аппаратуре СНАУ.
В контейнере БПР запитывается от КП, в автономном полёте - от батареи.
ППС является статическим преобразователем постоянного тока напряжением 27 В в постоянный ток напряжением 54 В для форсажа электропривода БРЭМ перед пуском.
Бортовая электрическая сеть
Бортовая электрическая сеть служит для передачи и распределения электроэнергии источников питания между потребителями.
На ракете применена двухпроводная сеть постоянного тока напряжением 27 В, минусовой провод которой в одной точке соединён с корпусом ракеты, и трёхпроводная сеть переменного тока напряжением 36 В 400 Гц.
В состав бортовой электрической сети входят жгуты, кабели и одиночные провода.
Жгуты, кабели и одиночные провода обеспечивают электрическую связь бортовых систем.
Для удобства при монтаже и эксплуатации провода и клеммы их подсоединения замаркированы по группам, каждой из которых присоединён буквенный шифр.
Провода жгутов заделаны в соединители или наконечники и обшиты тканью СТАМ-1.
Блок питания БП
Блок питания БП предназначен для питания рабочих и тормозных муфт блока БРЭМ напряжением постоянного тока +6,3 В. Блок включается внешней командой в виде напряжения +27 В и выдаёт сигнал наличия питания +6,3 В в виде замыкания сухих контактов реле.
Основные характеристики блока:
· входное (питающее) напряжение 27 В;
· выходное напряжение +6,30,6 в;
· максимальный допустимый выходной ток 10 А;
· продолжительность непрерывной работы 30 мин;
· вероятность безотказной работы за время автономного полёта 0,999;
· масса блока 1,2 кг.
1.13.6 Отсеке ДУ
В нем расположен двигатель ТРДД с тунэльным воздухозаборником, комплексный регулятор двигателя КРД, коробка распределения и др. элементы топливной системы.
Рулевые приводы расположены в отсеке ДУ. В нём располагаются блок питания БП и блок рулевых электромашин БРЭМ.
Блок рулевых электромашин БРЭМ
Блок рулевых электромашин БРЭМ осуществляет перемещение рулей ракеты по сигналам блока БУ. В системе используется функциональный электропривод с дисковыми муфтами БРЭМ.
Наличие тормозных муфт на каждый руль обеспечивает малое энергопотребление привода при удерживании руля на заданном программном угле. Переменное включение рабочих и тормозных муфт и вращение электродвигателя с постоянной скоростью обеспечивает жёсткие нагрузочные характеристики.
Контур привода образует усилитель-формирователь (УФ) блока БУ, блок выходных реле (БВР) и исполнительный механизм ИМ.
Конструктивно четыре блока выходных реле и четыре исполнительных механизма скомпонованы в блок рулевых электрофрикционных машин.
2. ОБЩЕЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ ЛА
2.1 ОСНОВНЫЕ ФУНКЦИИ САПР ЛА
САПР по формированию (синтезу) облика ЛА -- наиболее ответственная и, пожалуй, самая распространенная подсистема, функционирующая на этапах технических предложений и эскизного проектирования. От правильности принятых решений на начальном этапе зависит эффективность ЛА и судьба проекта. Поэтому естественно желание проектировщиков при завязке проекта просмотреть возможно больший набор конкурирующих вариантов для достижения заданной цели.
Используемые математические модели на этом этапе сравнительно простые. Основное внимание вначале уделяется параметрическому анализу большого количества проектных переменных. По мере накопления информации математическая модель ЛА постоянно уточняется, соответственно совершенствуются и методы проектировочных расчетов. Параметрический анализ, в частности, дополняется оптимизационными расчетами, а на более поздних этапах широко используются итерационные методы. Отличительной особенностью этапа технических предложений является огромный объем расчетов и их преобладание над графическими работами. Причем расчетные методы автоматизированного проектирования благодаря богатым вычислительным возможностям САПР отличаются от традиционных неавтоматизированных методов. Ниже описывается одна из разновидностей обликовых САПР ЛА, созданная в МАИ. Система позволяет выбирать облик и параметры ЛА на этапах предварительного (эскизного) проектирования и технических предложений. Содержание и примерная последовательность разработки проекта показаны на рис. 1. Исходным документом для начала проектирования служит техническое задание, в котором указываются назначение ЛА, требуемые летно-технические характеристики, тип целевого груза и т. п. Получив ТЗ, проектировщик проводит предварительные изыскания, целью которых является синтез нескольких возможных вариантов облика ЛА. Для каждого из вариантов выбирается схема ЛА, геометрические формы корпуса, крыльев и оперения, тип и параметры двигательной установки, системы управления; производится укрупненная внутренняя компоновка ЛА, выбираются конструкционные материалы. Все эти процедуры существенно неформальные. Они требуют знаний, опыта, интуиции проектировщика. Это содержательная, смысловая завязка проекта.
Рис.2.1. Последовательность разработки технического предложения.
Далее на основе ТЗ и предварительных изысканий формируется комплект исходных данных, после чего центральную роль начинают играть автоматизированные процедуры: баллистическое проектирование, расчет стартовой массы, определение размеров агрегатов, центровка и компоновка ЛА. Одновременно могут проводиться параметрический анализ, оптимизация параметров сравнение конкурирующих вариантов облика ЛА. Наиболее трудоемкой процедурой является баллистическое проектирование. Его задача, как известно, состоит в определении относительной массы топлива , программы работы двигателя, траектории движения ЛА и профиля скоростей, удовлетворяющих заданным граничным условиям полета. К числу последних относятся условия пуска ЛА и некоторые конечные условия выполнения задачи ЛА, конкретный состав которых зависит от класса ЛА и его назначения. Автоматизированное проектирование обычно ведется по следующей итерационной схеме (рис. 2.2.).
1. Для выбранного опорного варианта облика и параметров ЛА задают ориентировочное значение .
2. Выполняют баллистический расчет путем численного интегрирования уравнений движения.
3. Сравнивая заданные конечные условия полета с полученными, определяют невязку и корректируют .
4. Повторяют пункты 2 и 3 до тех пор, пока невязка не станет достаточно малой. В результате находят значение , траекторию и профиль скоростей, удовлетворяющие ТЗ. Аналогичные расчеты можно проделать при других вариантах облика и параметров ЛА, чтобы получить решение, оптимальное по какому-либо критерию. Автоматизированный расчет стартовой массы производится в соответствии с формулой:
Масса полезной нагрузки т.е. целевого груза и бортовой аппаратуры системы управления, определяется в основном ТЗ и почти не зависит от . Относительная масса топлива находится в результате баллистического проектирования.
Относительные массы двигательной установки и конструкции, находятся по статистическим формулам, учитывающим характеристики конструкционных материалов, перегрузки, особенности конструктивно-технологических решений и, как правило, значение начальной массы ЛА. Последняя связь, т.е. зависимость относительных характеристик от неизвестной (искомой) начальной массы несколько усложняет расчет. Точное значение массы можно рассчитать лишь итерационным методом, сущность которого заключается в следующем. В число исходных данных вводят опорное (ориентировочное) значение . В результате баллистического проектирования определяется значение , обеспечивающее выполнение граничных условий полета. Далее вычисляются относительные массы , , а затем и . Полученное уточненное значение массы сравнивается с опорным. Если расхождение значительно (например, больше 3 %), то опорное значение корректируется, после чего процесс баллистического проектирования и расчета стартовой массы повторяется вновь.
После того, как найдены стартовая масса ЛА и относительные массы его частей, можно приступить к завершающему этапу предэскизного проектирования расчету основных размеров, центровки и устойчивости ЛА.
Вначале вычисляются массы крыльев, оперения, рулевых приводов, топлива, двигательной установки, топливных баков и корпуса. Все эти сведения, включая известные из ТЗ массы целевого груза и бортовой аппаратуры, заносят в массовую сводку. Далее по статистическим формулам определяются потребные объемы отсеков для размещения целевого груза, аппаратуры, приводов, двигательной установки, а также топливных баков. Суммируя объемы отсеков, можно получить общий объем корпуса и его размеры. Площадь и размеры крыльев подсчитываются по их геометрическим параметрам и удельной нагрузке на крылья. Заключительный этап - расчет центровки и устойчивости ЛА. Для этого расчета проектировщик должен задать не только массы и габаритные размеры отсеков ЛА, но и последовательность расположения отсеков по длине корпуса, место расположения крыльев и площади оперения. На этапе предэскизного проектирования обычно применяют упрощенный подход к решению вопросов центровки и устойчивости. Сущность этого подхода заключается в том, что площадь оперения (точнее, ) выбирают по статистическим данным, затем, варьируя положением крыльев по длине корпуса и последовательностью расположения отсеков корпуса, обеспечивают заданную минимальную степень продольной устойчивости ЛА при различных режимах полета (с топливом, без топлива, при минимальной скорости полета, при максимальной и т.д.).
Результаты расчетов по каждому этапу проектирования выводятся на печать и тщательно анализируются. Итогом работы является формирование задания для графопостроителя и вычерчивание общего вида ЛА.
Подсистема САПР «Баллистическое проектирование»
Структура подсистемы. Приведем описание основных решаемых в подсистеме задач по блокам.
Блок расчета геометрических размеров ЛА предназначен для определения объемов и линейных размеров отсеков корпуса, необходимых для размещения в них полезной нагрузки, двигательной установки и других частей ЛА. Здесь же определяются размеры крыльев и оперения. Для двухступенчатых ЛА рассчитываются размеры соединительного отсека, хвостового отсека и оперения стартовой ступени. Повышенное внимание уделяется определению габаритов двигательной установки, поскольку она занимает наибольшую часть длины ЛА. При этом рассчитываются размеры твердотопливного заряда с учетом температурного диапазона эксплуатации ЛА и её хранения в складских помещениях. Определяются размеры соплового блока с учетом возможности размещения вокруг него приводов управления рулей. При наличии на ЛА газовых рулей определяются их геометрические характеристики.
Блок расчета массовых характеристик ЛА служит для определения массы отсеков корпуса, крыльев, оперения, двигательных установок, органов управления, наружных обтекателей, электрооборудования и прочих элементов ЛА. Следует заметить, что поскольку при проведении геометрических и массовых расчетов используется информация о траекторных характеристиках ЛА, неизвестных в начале проектирования, то эти расчеты уточняются в дальнейшем после определения требуемых траекторных данных (на схеме эта особенность показана в виде итерационной цепочки внешнего цикла).
Блок расчета центровки и моментов инерции дает возможность определить положение центра масс каждого агрегата изделия, а также всего ЛА в целом в снаряженном и неснаряженном вариантах. При этом центр масс элементов полезной нагрузки рассчитывается в предположении равномерно распределенной плотности по объему каждого элемента. Изменение положения центра масс ЛА по мере выгорания топлива определяется в блоке расчета баллистических характеристик в процессе интегрирования системы уравнений движения, описывающих движение центра масс ЛА по времени полета. Положение центра масс ЛА используется в дальнейшем для оценки запаса статической устойчивости. Моменты инерции агрегатов и ЛА в целом используются при расчете динамических характеристик ЛА.
Блок расчета баллистических характеристик предназначен для расчета траекторных характеристик в контрольных точках зоны боевого применения ЛА путем численного интегрирования системы дифференциальных уравнений движения центра масс ЛА. Поскольку на каждом шаге интегрирования необходимо определять аэродинамические характеристики и рабочие параметры двигательной установки, то, как правило, для этой цели используются упрощенные модели.
Для расчета аэродинамики, как указано выше, применяется упрощенная модель зависимости аэродинамических коэффициентов от угла атаки. Такое ограничение существенно сокращает время численного интегрирования уравнений движения ЛА. При решении отдельных задач, в которых исследуется движение с большими углами атаки, а также при уточненном расчете характеристик ЛА используются специализированные программные комплексы из подсистемы САПР «Аэродинамическое проектирование». Расчет параметров ДУ при баллистическом проектировании состоит в определении скорости истечения газов и удельного импульса тяги двигательной установки с учетом потерь по тракту движения газового потока в камере сгорания и сопловом блоке. По удельному импульсу и расходу топлива определяется тяга двигателя. В случае применения двухрежимной ДУ расчет тяговых характеристик производится для обоих режимов работы. Для двухступенчатых ракет расчет тяги осуществляется для каждой ступени в отдельности.
В блоке расчета баллистических характеристик обычно предусматривается несколько способов формирования траектории: по программе, по выбранному методу наведения или на основе комбинации программных и управляемых участков полета. Такой подход делает подсистему «Баллистическое проектирование» достаточно универсальной и позволяет использовать ее для проектирования ракет различных классов.
Численное интегрирование уравнений движения - процесс итерационный. Это объясняется не только организацией пошагового процесса интегрирования, но и необходимостью проверки граничных условий по средней или конечной скорости, времени перехвата и др. Эта особенность на схеме рис. 2.3. показана в виде звена внутреннего цикла.
В процессе баллистического проектирования следует анализировать не только самые тяжелые и невыгодные по реализуемым отклонениям параметров режимы полета, во многих случаях расчетными оказываются траектории, соответствующие «благоприятным» параметрам атмосферы, зоны поражения, «благоприятным» условиям работы ДУ и т.д. Такие траектории, характеризующиеся повышенной максимальной скоростью, могут оказаться расчетными для аэродинамического нагрева, выбора динамических коэффициентов ЛА и ряда других параметров, определяемых в процессе проектирования. Выбор «худших» и «лучших» условий и анализ влияния этих условий на проектные параметры является содержанием исследований в специальном блоке «Расчет характеристик в различных условиях стрельбы», которые выявляют, не будет ли опасным «благоприятное» сочетание обстоятельств.
После того как в ходе баллистического проектирования неоднократно скорректированы проектные параметры и выбран вариант компоновки, в блоке «Уточненный расчет параметров и характеристик ЛА» проводится проверочный расчет ЛА. В отличие от предыдущих блоков, здесь используются уточненная библиотека исходных данных, пространственная модель движения ЛА, экспериментально подтвержденные аэродинамические характеристики и параметры ДУ. Полученные результаты после оптимизации в качестве базовых передаются всем подразделениям конструкторского бюро.
Исходные данные.
Решение проектных задач, входящих в подсистему «Баллистическое проектирование», требует большого количества исходных данных, измеряемых сотнями величин. Для удобства работы с ними обычно предусматривают специальный файл, в котором помимо исходной информации размещают и результаты расчетов в виде массивов чисел, которые можно выводить на экран дисплея в виде таблиц, графиков и схем, а также на бумажные носители для технической документации. Типовой комплект исходных данных, используемых в подсистеме САПР, содержит следующую информацию:
1. Требования ТЗ (диапазон дальностей и высот, средние и конечные скорости, располагаемые перегрузки для одной или нескольких точек зоны применения и др.).
2. Общие характеристики ЛА, в числе которых:
число ступеней;
тип аэродинамической схемы, наличие надстроек и обтекателей на корпусе; информация для расчета аэродинамических характеристик ракеты;
массогабаритные характеристики полезной нагрузки (аппаратуры, боевой части, источников питания и т.д.) или тип алгоритмов, по которым эта информация рассчитывается;
конструктивные особенности УР (материалы отсеков, технология их изготовления, характеристики конструкционных материалов, если они не берутся автоматически из соответствующей библиотеки информационно-справочной системы);
тип системы управления и ее характеристики (аэродинамическая, газодинамическая или комбинированная, статистические коэффициенты в формулах для определения массы и габаритов СУ и рулевых приводов);
- характеристики двигательных установок (диаграмма тяги, тип корпуса и технологические особенности его изготовления, характеристики материалов и топлив, статистические коэффициенты в формулах расчета массы);
- характеристики траектории: метод наведения или способ формирования программной траектории;
- ограничения, накладываемые на траекторию полета по углам атаки, перегрузке, углу отклонения рулей, углу между продольной осью ракеты и направлением на цель (при наличии головки самонаведения).
2.2 РАСЧЕТ ПАРАМЕТРОВ ТРАЕКТОРИИ И ОБЛИКА ЛА В ПРОГРАММЕ САПР 602
2.2.1 Задание на генерацию
*grfile
*B302 B700 B701 B702
az93=0
*B720 E702
*B405 B501
*B339am
*B321
*B340
CX=CX*1.15
*B339
*B521 E504I B359 B503 B301g
*B507 B511 B512A B361 B362T B364
MUKR=MUKR*1.2
*B369
*E334 B514A B639 B516 E335
*B393 B608A B610L
*graf2
*B707
2.2.2 Исходные данные
P УДEЛЬHAЯ HAГPУЗKA HA KPЫЛЬЯ 700 [KГ/M**2]
M0 CTAPTOBAЯ MACCA ЛA (ИЛИ MACCA BTOPOЙ CTУПEHИ) 1000 [KГ]
DT0 HAЧAЛЬHЫЙ ШAГ ЧИCЛEHHOГO ИHTEГPИPOBAHИЯ 5 [C]
TCT0 HAЧAЛЬHAЯ TEMПEPATУPA OБШИBKИ ЛA 20 [ГPAД_C]
IK20 ЧИСЛО ШАГОВ ЧЕРЕЗ КОТОРЫЕ ПЕЧАТАЮТСЯ ПАРАМЕТРЫ ТРАЕКТОРИИ 1 [Б/P]
VH CKOPOCTЬ HOCИTEЛЯ 280 [M/C]
H0 BЫCOTA ПOЛETA ПPИ T = T0 550 [M]
XK KOOPДИHATA KOHЦA ПOЛETA 500e3 [M]
PR РАСЧЕТНАЯ ТЯГА ТРДД 2500 [KГ]
STEP СТЕПЕНИ ДВУХКОНТУРНОСТИ 1.1 [Б/P]
PIK0 СТЕПЕНЬ ПОВЫШЕНИЯ ДАВЛЕНИЯ В КОМПРЕССОРЕ 7[Б/P]
PIB0 СТЕПЕНЬ ПОВЫШЕНИЯ ДАВЛЕНИЯ В ВЕНТЕЛЯТОРЕ 2 [Б/P]
TG0 ТЕМПЕРАТУРА ГАЗА ПЕРЕД ТУРБИНОЙ 1300 [ГРАД С]
HU ТЕПЛОТВОРНАЯ СПОСОБНОСТЬ ТОПЛИВА 4.2E7 [Б/P]
JVZ ПPИЗHAK TИПA BOЗДУXOЗAБOPHИKA 3 [Б/P]
JFFS ПРИЗНАК ФОРМЫ ПОПЕРЕЧНОГО СЕЧЕНИЯ КОРПУСА 1 [Б/P]
JKOPM ПРИЗНАК ФОРМЫ ОБРАЗУЮЩЕЙ КОРМОВОЙ ЧАСТИ 1 [Б/P]
DDP УГOЛ OTKЛOHEHИЯ PУЛEЙ 20 [ГPAД]
ROCP CPEДHЯЯ ПЛOTHOCTЬ KOMПOHOBKИ ЛA 1200 [KГ/M**3]
XMA КООРДИНАТЫ ЦЕНТРА МАСС 2.6 [М]
BC OTH.ПOПEPEЧHЫЙ PAЗMEP KOPOБЧATOГO BOЗДУXOЗAБOP. 1 [Б/P]
LLF УДЛИHEHИE KOPПУCA 8.5 [Б/P]
LLHC УДЛИHEHИE HOC.ЧACTИ KOPПУCA CO CФEPИЧ.CKPУГЛEH. 0.8 [Б/P]
RHC OTHOCИT.PAДИУC ЗATУПЛEHИЯ HOCOBOЙ ЧACTИ KOPПУCA 0.8[Б/P]
LLKOPM УДЛИHEHИE KOPMOBOЙ ЧACTИ KOPПУCA 2 [Б/P]
EKOPM CУЖEHИE KOPMOBOЙ ЧACTИ KOPПУCA 0.6 [Б/P]
ETAK CУЖEHИE KOHCOЛEЙ KPЫЛЬEB 1.7 [Б/P]
LLK УДЛИHEHИE ДBУX KOHCOЛEЙ KPЫЛЬEB 6.9 [Б/P]
X05 УГOЛ CTPEЛOBИДHOCTИ ПO ЛИHИИ CEPEДИH XOPД 3.6 [PAД]
CC OTHOCИTEЛЬHAЯ TOЛЩИHA ПPOФИЛЯ KPЫЛA 0.1 [Б/P]
FC ОТОСИТЕЛЬНАЯ КРИВИЗНА ПРОФИЛЯ КРЫЛА 0 [ГPAД]
FIKR УГОЛ УСТАНОВКИ КРЫЛЬЕВ 0 [ГPAД]
SOP OTHOCИTEЛЬHAЯ ПЛOЩAДЬ ГOPИЗOHTAЛЬHOГO OПEPEHИЯ 0.2 [Б/P]
LLOP УДЛИHEHИE ДBУX KOHCOЛEЙ ОПЕРЕНИЯ 2.2 [Б/P]
ETAOP CУЖEHИE KOHCOЛEЙ ОПЕРЕНИЯ 2.5 [Б/P]
X05OP СРЕДНИЙ УГОЛ СТРЕЛОВИДНОСТИ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО
ОПРЕНИЯ 15 [ГPAД]
CCOP OTHOCИTEЛЬHAЯ TOЛЩИHA ПPOФИЛЯ ОПЕРЕНИЯ 0.09 [Б/P]
XIOB УГОЛ СТРЕЛОВИДНОСТИ ПО ОСИ ВРАЩЕНИЯ РУЛЯ 0 [ГPAД]
XB KOOPДИHATA HAЧAЛA БOPTOBOЙ XOPДЫ KPЫЛA 2.464 [M]
XBOP KOOPДИHATA HAЧAЛA БOPTOBOЙ XOPДЫ ОПЕРЕНИЯ 5.115 [М]
FAC ОТНОШЕНИЕ ПЛОЩАДИ СРЕЗА СОПЛА К ПЛОЩАДИ МИДЕЛЯ 0.36 [Б/P]
HS ВЫСОТА БУГОРКОВ ШЕРОХОВАТОСТИ 1e-6 [M]
SSBX КОЭФФИЦИЕНТ ВОССТАНОВЛЕНИЯ ПОЛНОГО ДАВЛЕНИЯ ВО ВХОДНОМ УСТРОЙСТВЕ 0.8[Б/P]
XNM КООРДИНАТА НАЧАЛА МАРШЕВОГО ПОЛЕТА 200000 [M]
XKM КООРДИНАТА КОНЦА МАРШЕВОГО ПОЛЕТА 600000 [M]
H1 BЫCOTA MAPШEBOГO ПOЛETA 10 [M]
TTM MAKCИMAЛЬHЫЙ УГOЛ HAKЛOHA TPAEKTOPИИ -10 [ГPAД]
R21 OTH.PAД.KPИBИЗHЫ TPAEKT.ДЛЯ COПPЯГAЮЩ.УЧACTKOB 1 [Б/P]
QQ ДOЛЯ ПOД'EMHOЙ CИЛЫ, COЗДABAEMOЙ PУЛЯMИ -0.08 [Б/P]
JMET ПPИЗHAK METOДA HABEДEHИЯ 5 [Б/P]
JDV ПPИЗHAK TИПA ДBИГATEЛЯ 3 [Б/P]
JPL ПPИЗHAK TИПA ПЛOCKOCTИ ПOЛETA 1 [Б/P]
TK ПOЛHOE BPEMЯ ПOЛETA 2000 [C]
JPR ПPИЗHAK TИПA PУЛEBЫX ПPИBOДOB 3 [Б/P]
QQPR KOЭФ.BЛИЯHИЯ CXEMЫ ЛA HA ШAPHИPHЫЙ MOMEHT PУЛEЙ 1 [Б/P]
F KOЭФФИЦИEHT БEЗOПACHOCTИ ДЛЯ KPЫЛЬEB И KOPПУCA 1.2 [Б/P]
KN KOЭФ.УЧИTЫB.ПOЛOЖEHИE PACЧETHOЙ TOЧKИ TPAEKTOP. 0.9 [Б/P]
NYE ЭKCПЛУATAЦИOHHAЯ ПEPEГPУЗKA ДЛЯ KPЫЛЬEB 8 [Б/P]
TAUPR BPEMЯ PAБOTЫ PУЛEBЫX ПPИBOДOB 1000 [C]
IK ЧИCЛO KOHCOЛEЙ KPЫЛЬEB 2 [Б/P]
SSHK ПPEДEЛ ПPOЧHOCTИ CИЛOBOГO HAБOPA KPЫЛЬEB 13e8 [ПA]
ROHK ПЛOTHOCTЬ MATEPИAЛA HAБOPA KPЫЛЬEB 7.8e3 [KГ/M**3]
ROOK ПЛOTHOCTЬ MATEPИAЛA OБШИBKИ KPЫЛЬEB 1.3e3 [KГ/M**3]
IN ЧИCЛO OTCEKOB KOHCTPУKЦИИ KOPПУCA 5 [Б/P]
QQM KOЭФФИЦИEHT ИЗГИБAЮЩEГO MOMEHTA 0.075 [Б/P]
NYEF ЭKCПЛУATAЦИOHHAЯ ПEPEГPУЗKA ДЛЯ KOPПУCA 10 [Б/P]
MDMIN(1) MИH.ДOПУCT.TOЛЩ.OБШ. 1 OTC.KOHCTPУKЦИИ KOPПУCA 4e-03 [M]
MDMIN(2) MИH.ДOПУCT.TOЛЩ.OБШ. 2 OTC.KOHCTPУKЦИИ KOPПУCA 0.002 [M]
MDMIN(3) MИH.ДOПУCT.TOЛЩ.OБШ. 3 OTC.KOHCTPУKЦИИ KOPПУCA 0.002 [M]
MDMIN(4) MИH.ДOПУCT.TOЛЩ.OБШ. 4 OTC.KOHCTPУKЦИИ KOPПУCA 0.002 [M]
MDMIN(5) MИH.ДOПУCT.TOЛЩ.OБШ. 5 OTC.KOHCTPУKЦИИ KOPПУCA 0.002 [M]
MLC(1) OTH.ДЛИHA 1 OTCEKA KOHCTPУKЦИИ KOPПУCA 0.1 [Б/P]
MLC(2) OTH.ДЛИHA 2 OTCEKA KOHCTPУKЦИИ KOPПУCA 0.2 [Б/P]
MLC(3) OTH.ДЛИHA 3 OTCEKA KOHCTPУKЦИИ KOPПУCA 0.3 [Б/P]
MLC(4) OTH.ДЛИHA 4 OTCEKA KOHCTPУKЦИИ KOPПУCA 0.2 [Б/P]
MLC(5) OTH.ДЛИHA 5 OTCEKA KOHCTPУKЦИИ KOPПУCA 0.2 [Б/P]
MROG(1) ПЛOTH.KOMП. 1 OTC.KOHCTPУKЦИИ KOPПУCA 100 [KГ/M**3]
MROG(2) ПЛOTH.KOMП. 2 OTC.KOHCTPУKЦИИ KOPПУCA 1200 [KГ/M**3]
MROG(3) ПЛOTH.KOMП. 3 OTC.KOHCTPУKЦИИ KOPПУCA 2000 [KГ/M**3]
MROG(4) ПЛOTH.KOMП. 4 OTC.KOHCTPУKЦИИ KOPПУCA 2500 [KГ/M**3]
MROG(5) ПЛOTH.KOMП. 5 OTC.KOHCTPУKЦИИ KOPПУCA 1000 [KГ/M**3]
MROO(1) ПЛOTH.MATEP.OБШ.1 OTCEKA KOHCTP.KOPПУCA 1650 [KГ/M**3]
MROO(2) ПЛOTH.MATEP.OБШ.2 OTCEKA KOHCTP.KOPПУCA 2800 [KГ/M**3]
MROO(3) ПЛOTH.MATEP.OБШ.3 OTCEKA KOHCTP.KOPПУCA 2800 [KГ/M**3]
MROO(4) ПЛOTH.MATEP.OБШ.4 OTCEKA KOHCTP.KOPПУCA 2800 [KГ/M**3]
MROO(5) ПЛOTH.MATEP.OБШ.5 OTCEKA KOHCTP.KOPПУCA 2800 [KГ/M**3]
MROH(1) ПЛOTH.MATEP.HAБOPA 1 OTC.KOHCTP.KOPПУCA 1650 [KГ/M**3]
MROH(2) ПЛOTH.MATEP.HAБOPA 2 OTC.KOHCTP.KOPПУCA 2800 [KГ/M**3]
MROH(3) ПЛOTH.MATEP.HAБOPA 3 OTC.KOHCTP.KOPПУCA 2800 [KГ/M**3]
MROH(4) ПЛOTH.MATEP.HAБOPA 4 OTC.KOHCTP.KOPПУCA 2800 [KГ/M**3]
MROH(5) ПЛOTH.MATEP.HAБOPA 5 OTC.KOHCTP.KOPПУCA 2800 [KГ/M**3]
MET(1) MOДУЛЬ УПP.MATEP.1 OTCEKA KOHCTP.KOPПУCA 2e10 [ПA]
MET(2) MOДУЛЬ УПP.MATEP.2 OTCEKA KOHCTP.KOPПУCA 7.2e10 [ПA]
MET(3) MOДУЛЬ УПP.MATEP.3 OTCEKA KOHCTP.KOPПУCA 7.2e10 [ПA]
MET(4) MOДУЛЬ УПP.MATEP.4 OTCEKA KOHCTP.KOPПУCA 7.2e10 [ПA]
MET(5) MOДУЛЬ УПP.MATEP.5 OTCEKA KOHCTP.KOPПУCA 7.2e10 [ПA]
IDN OБЩEE ЧИCЛO ДHИЩ БAKOB ЖИДKOГO TOПЛИBA 2 [Б/P]
MBAK(1) ПЛOTHOCTЬ ГOPЮЧEГO ЖPД 800 [KГ/M**3]
MBAK(2) ПЛOTHOCTЬ OKИCЛИTEЛЯ ЖPД 1100 [KГ/M**3]
MBAK(3) COOTHOШEHИE MACC OKИCЛИTEЛЯ И ГOPЮЧEГO 2 [Б/P]
MBAK(4) ПЛOTHOCTЬ MATEPИAЛA БAKOB 2800 [KГ/M**3]
MBAK(5) MOДУЛЬ УПP.MATEP.БAKOB C УЧETOM A/Д HAГPEBA 7.2e10 [ПA]
PBAK ДABЛEHИE B БAKAX 3e5 [ПA]
GDV ОТНОШЕНИЕ МАССЫ ДВИГАТЕЛЯ (ТРДД) К СИЛЕ ТЯГИ 2.7e-2 [Б/P]
KBO КОЭФФИЦИЕНТ БЕЗОПАСНОСТИ 1.5 [Б/P]
MUOP OTHOCИTEЛЬHAЯ MACCA OПEPEHИЯ 1.2e-2 [Б/P]
JB4 ПPИЗHAK TИПA KOHCTP.ЦEЛEBOГO ГPУЗA 1 [Б/P]
MW MACCA ЦEЛEBOГO ГPУЗA 410 [KГ]
MAP MACCA БOPTOBOЙ AППAPATУPЫ 194 [KГ]
MB4(1) KOЭФ.HAПOЛHEHИЯ ЦEЛEBOГO ГPУЗA 0.7 [Б/P]
MB4(2) ПЛOTHOCTЬ BB 1650 [KГ/M**3]
MB4(3) ПЛOTHOCTЬ MATEP.OБOЛOЧKИ ЦEЛ.ГPУЗA 7800 [KГ/M**3]
MB4(4) УДЛИHEHИE ЦEЛEBOГO ГPУЗA 1.5 [Б/P]
RODU ПЛOTHOCTЬ KOMПOHOBKИ OTCEKA ЖPД 500 [KГ/M**3]
KBAK ДOПOЛHИTEЛЬHOE УДЛИHEHИE БAKOBOГO OTCEKA 0.15 [Б/P]
LLH УДЛИHEHИE ЗAOCTPEHHOЙ HOCOBOЙ ЧACTИ KOPПУCA 0.8 [Б/P]
STAT1 CTEПEHЬ CTAT.УCTOЙЧИBOCTИ ЛA HA PEЖИME 'A' 0.06 [Б/P]
JS ПPИЗHAK AЭPOДИHAMИЧECKOЙ CXEMЫ ЛA 1 [Б/P]
JK(1) ФУHKЦИOHAЛЬHЫЙ ПPИЗHAK 1 OTCEKA 1 [Б/P]
JK(2) ФУHKЦИOHAЛЬHЫЙ ПPИЗHAK 2 OTCEKA 2 [Б/P]
JK(3) ФУHKЦИOHAЛЬHЫЙ ПPИЗHAK 3 OTCEKA 6 [Б/P]
JK(4) ФУHKЦИOHAЛЬHЫЙ ПPИЗHAK 4 OTCEKA 8 [Б/P]
JK(5) ФУHKЦИOHAЛЬHЫЙ ПPИЗHAK 5 OTCEKA 3 [Б/P]
JK(6) ФУHKЦИOHAЛЬHЫЙ ПPИЗHAK 6 OTCEKA 5 [Б/P]
JK(7) ФУHKЦИOHAЛЬHЫЙ ПPИЗHAK 7 OTCEKA 4 [Б/P]
JK(8) ФУHKЦИOHAЛЬHЫЙ ПPИЗHAK 8 OTCEKA 7 [Б/P]
JKO ФУHKЦИOHAЛЬHЫЙ ПPИЗHAK OTCEKA C PУЛЯMИ 5 [Б/P]
LPC ДOЛЯ ДЛИHЫ OTCEKA ДO OCИ BPAЩEHИЯ PУЛEЙ 0.8 [Б/P]
MA(1) MACCA AППAPATУPЫ B 1 AПП.OTCEKE 110 [KГ]
MA(2) MACCA AППAPATУPЫ B 2 AПП.OTCEKE 84 [KГ]
MA(3) MACCA AППAPATУPЫ B 3 AПП.OTCEKE 0 [KГ]
MA(4) MACCA AППAPATУPЫ B 4 AПП.OTCEKE 0 [KГ]
MPR(1) ДOЛЯ MACCЫ ПPИBOДOB B 1 AПП.OTCEKE 0 [Б/P]
MPR(2) ДOЛЯ MACCЫ ПPИBOДOB B 2 AПП.OTCEKE 0 [Б/P]
MPR(3) ДOЛЯ MACCЫ ПPИBOДOB B 3 AПП.OTCEKE 0 [Б/P]
MPR(4) ДOЛЯ MACCЫ ПPИBOДOB B 4 AПП.OTCEKE 0 [Б/P]
JOLA ПPИЗHAK OCOБEHHOCTEЙ ЛA (BAPИAHT OБЛИKA ЛA) 1 [Б/P]
JHOC ПРИЗНАК ТИПА НОСОВОЙ ЧАСТИ 1 [Б/Р]
TX1OP TAHГEHC УГЛA CTPEЛOBИДH.ПO ЗAДHEЙ KPOMKE ОПЕРЕНИЯ 0[Б/P]
2.2.3 Программа
program GenerProgram
use SAPR602
Implicit real(k-n)
! Модуль SAPR602 содержит описание стандартных массивов:
! real XM(2),MTEXT(10),DEL(10),PSI0(10),AY(10),MB(5),O0(10),
! O(10),PMAX(6),PMIN(6),ML(7),MLO(8),MPR(4),MA(4),MG(6),
! MT2(7),MT1(7),MT(7),MT$(7),MTG(3),MBAK(5),MTGG(7),
! MB4(4),MLO(8),MET(6),MROH(6),MROO(6),MROG(5),MLY(3),
! MBY(2),MLC(5),MDMIN(5),MGG(9),MLG(8)
! integer JK(8),MS(4),MS1(4),MS2(4)
! если вам для работы надо добавить описание своих массивов,
! то это вы можете сделать здесь в сгененрированной программе.
! Не забудьте сохранить программу после внесенных изменений и
! выполните компиляцию и сборку.
open(unit=10,file=
*'WorkGenerProgram.dat',
*status='old')
open(unit=17,file=
*'WorkGenerProgram.rez',
*status='unknown',access='append')
201 format(G14.5)
202 format(I14)
read (10,201) P,M0,DT0,TCT0
read (10,202) IK20
read (10,201) VH,H0,XK,PR,STEP,PIK0,PIB0,TG0,HU
read (10,202) JVZ,JFFS,JKOPM
read (10,201) DDP,ROCP,XMA,BC,LLF,LLHC,RHC,LLKOPM,EKOPM,ETAK,LLK
read (10,201) X05,CC,FC,FIKR,SOP,LLOP,ETAOP,X05OP,CCOP,XIOB,XB
read (10,201) XBOP,FAC,HS,SSBX,XNM,XKM,H1,TTM,R21,QQ
read (10,202) JMET,JDV,JPL
read (10,201) TK
read (10,202) JPR
read (10,201) QQPR,F,KN,NYE,TAUPR
read (10,202) IK
read (10,201) SSHK,ROHK,ROOK
read (10,202) IN
read (10,201) QQM,NYEF,MDMIN(1),MDMIN(2),MDMIN(3),MDMIN(4)
read (10,201) MDMIN(5),MLC(1),MLC(2),MLC(3),MLC(4),MLC(5),MROG(1)
read (10,201) MROG(2),MROG(3),MROG(4),MROG(5),MROO(1),MROO(2)
read (10,201) MROO(3),MROO(4),MROO(5),MROH(1),MROH(2),MROH(3)
read (10,201) MROH(4),MROH(5),MET(1),MET(2),MET(3),MET(4),MET(5)
read (10,202) IDN
read (10,201) MBAK(1),MBAK(2),MBAK(3),MBAK(4),MBAK(5),PBAK,GDV,KBO
read (10,201) MUOP
read (10,202) JB4
read (10,201) MW,MAP,MB4(1),MB4(2),MB4(3),MB4(4),RODU,KBAK,LLH
read (10,201) STAT1
read (10,202) JS,JK(1),JK(2),JK(3),JK(4),JK(5),JK(6),JK(7),JK(8)
read (10,202) JKO
read (10,201) LPC,MA(1),MA(2),MA(3),MA(4),MPR(1),MPR(2),MPR(3)
read (10,201) MPR(4)
read (10,202) JOLA,JHOC
read (10,201) TX1OP
close(unit=10)
C/grfile/ откpытие файла данных для гpафиков
OPEN(13,file='graphpif.dat',status='unknown')
C/B302/ ПEЧATЬ BAPИAHTOB OБЛИKA ЛA B ЗAДAЧAX
C OБЩEГO ПPOEKTИPOBAHИЯ
CALL PRINOP(JMET,JPL,JOLA,JS,JDV,JB4,
* JGOR,JGOR1,JGAS,JGAS1,JPR)
C/B700/ BCПOMOГATEЛЬHЫE OПEPATOPЫ
J1=0
JCT=0
JB503=0
C/B701/ ЗAПOMИHAHИE OПOPHЫX ЗHAЧEHИЙ M0 И P. METKA 701
701 PB=P
M0B=M0
C/B702/ BCПOMOГATEЛЬHЫE OПEPATOPЫ. METKA 702
702 P2=0.
JAER=0
JRD=0
JBAL=0
JB=0
JIS=0
JISA=0
DT=DT0
JCH=0
JISA1=0
JISA2=0
JISA3=0
TCT=TCT0
TTZ=TCT0
TRAVN=TCT0
az93=0
C/B720/ Вспомогательный опеpатоp
AA=0.
JREZ=0
J2AER=0
C/E702/ BCПOMOГATEЛЬHЫE OПEPATOPЫ
JHH=0
II=0
IKA=0
IK2=IK20
C/B405/ HAЧAЛЬHЫE УCЛOBИЯ (V-P, GRD ИЛИ 1-PEЖ. RDTT)
V0=VH
V=V0
AA=0.
TT=0.
T0=0.
T=0.
X0=0.
X=0.
H=H0
MU=1.
R=0.
TTC=0
XC=XK
VC=0
HC=0
MUT1=0.
C/B501/ OPГAHИЗAЦИЯ ПEЧATИ HAЧAЛЬHЫX УCЛOBИЙ ПOЛETA
IF(J1.EQ.0) GO TO 5011
TE=TT*57.3
WRITE (17,5012) T ,X,H,TE,V,AA,MU,MUT,MUT1,XC,HC,TTC,VC
5012 FORMAT(///20X,'HAЧAЛЬHЫE УCЛOBИЯ ЧИCЛEHHOГO ИHTEГPИPOBAHИЯ'
* //3X,'ЛA: T= ',F5.1,2X,
*'X =',F9.1,2X,'H = ',F9.1,2X,'TT =',F5.1/9X,'V =',F8.1,2X,
*'AA =',F5.1,2X,'MU =',F6.3,2X,'MUT =',F6.3,2X,'MUT1 =',F6.3/
* 3X,'ЦEЛЬ: XC= ',F9.1,2X,'HC =',F9.1,2X,'TTC= ',F5.2,2X,
* 'VC= ',F8.1)
PRINT 5012,T ,X,H,TE,V,AA,MU,MUT,MUT1,XC,HC,TTC,VC
5011 CONTINUE
C/B339AM/ TRDD1
QLB0=0.7
IF(JVZ.EQ.1) SSBX=0.998
IF(JVZ.EQ.2) SSBX=0.99
IF(JVZ.EQ.3) SSBX=0.97
339 CALL TRDD1 (JRD,M,TH,PH,PR,STEP,PIK0,PIB0,TG0,HU,SSBX,
* FB,FC1,FC2,PDV,CUD)
C/B321/ OБPAЩEHИE K CПП ATMOS1. METKA 320
320 CALL ATMOS1(H,TH,PH,AH,ROH,MUH,NUH)
IF(H.GE.0.) GO TO 3211
TH=288.15
PH=10332.3*9.81
AH=340.28
ROH=0.12492*9.81
NUH=1.4607E-5
MUH=ROH*NUH
3211 CONTINU
C/B340/ Обpащение к СпП AER2
FBXC=0.
IF(JFFS.EQ.1) GO TO 5551
IF(JFFS.EQ.2) GO TO 5552
JFF=1
PER=(SQRT(3.14159**2/BC/BC+BC*BC)+BC)/3.14159
GO TO 5553
5551 JFF=1
PER=1.
GO TO 5553
5552 JFF=2
PER=0.75*(BC*BC+1.)/BC-0.5
5553 CONTINUE
CALL AER2(JREZ,JAER,J2AER,JFF,JKOPM,AA,DDP,V,AH,NUH,M0,P,
*ROCP,XMA,BC,PER,LLF,LLHC,RHC,LLKOPM,EKOPM,ETAK,LLK,X05,CC,FC,
*FIKR,SOP,LLOP,ETAOP,X05OP,CCOP,XIOB,XB,XBOP,FAC,FBXC,HS,
*M,CYA,CYD,CY0,CY,CYF,CYK,CYIF,CX0,CX,XFAA,MZAA,MZDD,MZ0,MZ,
*DDPBAL,SSOP,LLW,D,DC,SKC,SFC,TX1,*707)
CX=CX*1.15
C/B339/ Обpащение к СпП TRDD1
M=V/AH
QLB0=0.7
CALL TRDD1 (JRD,M,TH,PH,PR,STEP,PIK0,PIB0,TG0,HU,SSBX,
* FB,FC1,FC2,PDV,CUD)
CUD=1.5*CUD
MUC=PDV*CUD/M0
PUD=1./CUD
C/B521/ ПPOBEPKA OTHOШEHИЯ ДИAMETPA KOPПУCA K PAЗMAXУ KPЫЛЬEB
IF(DC.LT.1.) GO TO 5211
WRITE (17,5212) DC,P
5212 FORMAT(//15X,'PAЗMAX KPЫЛЬEB MEHЬШE ДИAMETPA KOPПУCA: DC =',
* F6.3,3X,'P =',F7.1)
PRINT 5212, DC,P
GO TO 707
5211 CONTINUE
C/E504I/ ???‚…???: ??--?‹`? ‹Ђ ????…‚›‰ “--?`'?? ??‹?'?.
IF(JHH.EQ.1)GOTO 115
IF(X.LT.XNM)GOTO 115
IK201=IK2
IK2=80
JHH=1
115 CONTINUE
IF(JHH.EQ.0)GOTO 116
IF(X.LT.XKM)GOTO 116
IK2=IK201
JHH=0
116 CONTINUE
C/B359/ OБPAЩEHИE K CПП BAL10
359 CALL BAL10(JBAL,X0,H0,H1,TTM,R21,QQ,DT,P,PUD,ROH,
* CX,CYA,MUC,MU,X,H,V,TT,AA,NX,NY,T)
C/B503/ ПPOBEPKA OГPAHИЧEHИЙ ПO V И AЛЬФA
503 IF(V.GE.100..AND.ABS(AA).LE.25.) GO TO 5031
WRITE (17,5032) T,V,AA,X,H
5033 FORMAT(3X,'HEДOПУCTИMЫE ЗHAЧEHИЯ V ИЛИ AЛЬФA'/2X,
* 'T =',F8.2,3X,'V =',F10.1,3X,'AA =',F6.1,3X,'X= ',F8.0,
* 3X,'H= ',F8.0)
PRINT 5033,T,V,AA,X,H
5032 FORMAT(30X,'HEДOПУCTИMЫE ЗHAЧEHИЯ V ИЛИ AЛЬФA'/8X,
* 'T =',F8.2,3X,'V =',F10.1,3X,'AA =',F6.1,3X,'X= ',F8.0,
* 3X,'H= ',F8.0)
JB503 = JB503+1
J1=1
IF (JB503.EQ.1) GO TO 702
GO TO 707
5031 CONTINUE
C/B301G/ OБPAЩEHИE K CПП TABL3G
CALL TABL3G_W32 (JMET,JDV,JPL,J1,P2,IK2,JB,T0,T,DT,DT0,V,VC,R,
* RT,H,HC,X,Z,XC,ZC,TT,PSI,XIG,AA,BB,NX,NY,NZ,TAUD,T1,X1,
* X2,MU,PUD,PC,CX0,CX,CYA,M,TCT)
C/B507/ ПPOBEPKA: OKOHЧEH ЛИ ПOЛET? (V-P, HACTИЛЬHAЯ TPAEKTOPИЯ)
507 IF((XK-X).GT.V*DT) GO TO 320
C/B511/ OPГAHИЗAЦИЯ УMEHЬШEHИЯ ШAГA ЧИCЛEHHOГO ИHTEГPИPOBAHИЯ
IF(JIS.NE.0) GO TO 511
JIS=1
DT=DT/5.
GO TO 320
511 CONTINUE
C/B512A/ ПPOBEPKA BЫПOЛHEHИЯ ГPAH. УCЛOBИЯ И KOPPEKЦИЯ PR
IF (ABS(T-TK).LT.(TK/200.)) GO TO 5123
PR=PR*(T/TK)
WRITE (17,5124) PR
PRINT 5124,PR
5124 FORMAT(30X,'KOPPEKЦИЯ PR ' ,3X,'PR =',F8.1)
GO TO 702
5123 MUT=1-MU
IF(MUT.LT.0.75) GO TO 5121
WRITE (17,5122)
PRINT 5122
5122 FORMAT(30X,'ЗHAЧEHИE MUT БOЛЬШE 0.75')
GO TO 707
5121 CONTINUE
C/B361/ OБPAЩEHИE K CПП MUPR1
361 CALL MUPR1(JPR,QQPR,F,KN,NYE,TAUPR,M0,MUPR)
C/B362T/ OБPAЩEHИE K CПП MUKR1
X05=X05/57.3
CALL MUKR1(LLK,X05,ETAK,NYE,KN,IK,F,SSHK,ROHK,DC,CC,ROOK,
* SKC,P,M0,MUKR)
X05=X05*57.3
C/B364/ OБPAЩEHИE K CПП BETA
CALL BETA (IN,D,LLW,ROCP,QQM,NYEF,KN,MDMIN,MLC,MROG,MROO,
* MROH,MET,BBF)
MUKR=MUKR*1.2
C/B369/ OTHOCИTEЛЬHAЯ MACCA Д.У. C TPДД
CALL MUDV(IDN,MBAK,ROCP,QQM*9.81,NYEF,KN,PBAK,
*PR/M0,D,LLW,MUT,GDV,AABO,MUD)
AABO=KBO*AABO
IF(JVZ.EQ.1) MUD=1.1*MUD
IF(JVZ.EQ.2) MUD=1.05*MUD
IF(JVZ.EQ.3) MUD=1.01*MUD
C/E334/ OБPAЩEHИE K CПП MASST
CALL MASST(JB4,MUT,MUD,MUKR,MUOP,MUPR,AABO,BBF,MW,MAP,M0)
C/B514A/ OPГAHИЗAЦИЯ ИTEPAЦИЙ ПO M0,PR
IF(M0.GT.0) GO TO 5143
WRITE (17,5144) M0,MUOP,MUPR,BBF,MUKR,AABO,MUT,MUD
PRINT 5144, M0,MUOP,MUPR,BBF,MUKR,AABO,MUT,MUD
5144 FORMAT(/20X,'ЗHAЧEHИE CTAPTOBOЙ MACCЫ ЛA MEHЬШE 0'/2X,
* 'M0=',F6.1,2X,'MUOP=',F6.2,2X,'MUPR=',F6.2,2X,'BBF=',F6.2,
* 2X,'MUKR=',F6.2/2X,F6.2,2X,'AABO=',
* F6.2,2X,'MUT =',F6.2,2X,'MUD=',F6.2/)
GO TO 707
5143 IF(J1.EQ.1) GO TO 5141
IF(ABS(M0B/M0-1.).LT..01) GO TO 5141
M0=(M0*3.+M0B)/4.
PR=PR*M0/M0B
WRITE (17,5142) M0,PR
5142 FORMAT(20X,'KOPPEKЦИЯ M0 И PR',3X,'M0 =',F8.1,3X,'PR =',F6.1)
PRINT 5142,M0,PR
GO TO 701
5141 CONTINUE
C/B639/ ПEЧATЬ PEЗУЛЬTATOB БAЛЛИCTИЧECKOГO ПPOEKTИPOBAHИЯ
PRINT 639,FB,FC1,FC2,PR,PDV,CUD,MUT,
*P,D,DC,SKC,LLW,LLHC,X05,CX0,CYA
WRITE (17,639) FB,FC1,FC2,PR,PDV,CUD,MUT,
*P,D,DC,SKC,LLW,LLHC,X05,CX0,CYA
639 FORMAT(/10X,'PEЗУЛЬTATЫ БAЛЛИCTИЧECKOГO ПPOEKTИPOBAHИЯ'
*//2X,'FB =',F6.4,2X,'FC1 =',F6.4,2X,'FC2 =',F6.4,
*/2X,'PR =',F6.1,2X,'PDV =',F6.1,2X,'CUD =',F10.8,
*/2X,'MUT =',F5.3,2X,'P =',F6.1,2X,'D =',F5.3,
*/2X,'DC =',F5.3,2X,'SKC =',F5.3,2X,'LLW =',F4.1,
*/2X,'LLHC =',F5.2,2X,'X05 =',F4.1,
*2X,'CX0 =',F6.4,2X,'CYA =',F6.4)
C/B516/ OPГAHИЗAЦИЯ ПOBTOPHOГO CЧETA ДЛЯ BЫBOДA TPAEKTOPИИ
C И CTAPTOBOЙ MACCЫ
IF (J1.EQ.1) GO TO 516
J1=1
GO TO 701
516 CONTINUE
C/E335/ OБPAЩEHИE K CПП GEOMT
CALL GEOMT(MUKR,MUOP,MUPR,MUT,MUD,BBF,AABO,M0,MAP,MW,D,
*MB4,ROCP,RODU,MBAK(1),KBAK,P,LLW,ETAK,LLK,TX1,LLF,LLH,
*LLKOPM,JB4,MGG,S,LL,L,ETA,TX0,MB,MLG)
C/B393/ OБPAЩEHИE K CПП CENTR2
CALL CENTR2(S,D,L,LLK,ETAK,LL,TX1,MB,MLG,MGG,MW,STAT1,
* MBAK(1),MBAK(2),JS,IK,JB4,JK,JKO,LPC,SSOP,
* MA,MPR,LLF,CYA,M,XM,DXM,XB,XOB,MLO,JCT)
C/B608A/ ПЕЧАТЬ РЕЗУЛЬТАТОВ МАССОВОГО РАСЧЕТА ДЛЯ ЛА С ТРДД
IF(JOLA.LT.3) M00=0.
WRITE (17,608) MUKR,MUPR,MUT,MUD,BBF,AABO,LLW,P,M0,M00
PRINT 608 ,MUKR,MUPR,MUT,MUD,BBF,AABO,LLW,P,M0,M00
608 FORMAT(10X,'Pезультаты pасчета массы ЛА'/
*'+----------------------------------------+--------+----------+'/
*'| Относительная масса кpыльев, б/p| MUKR |',5X,F5.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Относительная масса pулев. пpиводов,б/p| MUPR |',5X,F5.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Относительная масса топлива, б/p| MUT |',5X,F5.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Относительная масса ДУ с ТРДД, б/p| MUD |',5X,F5.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Относительная масса констp. коpпуса,б/p| BBF |',5X,F5.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Относительная масса бакового отсека,б/p| AABO |',5X,F5.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Удлинение эквивалентного цилиндpа, б/p| LLW |',4X,F6.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Удельная нагpузка на кpылья, кг/м**2| P |',4X,F6.1,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Масса маpшевой ступени, кг| M0 |',3X,F7.1,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Масса двухступенчатого ЛА, кг| M00 |',3X,F7.1,'|'/
*'+----------------------------------------+--------+----------+')
C/B610L/ ПEЧATЬ PEЗУЛЬTATOB ГEOMETPИЧECKOГO PACЧETA(ЖPД)
WRITE (17,6091) MGG
WRITE (17,6092) XM,DXM
WRITE (17,6093) D,MLG(1),MLG(2),MLG(3),S,L,LL,ETA,TX0,MB
WRITE (17,6094) XB,XOB,MLO,JCT
PRINT 6091,MGG
PRINT 6092,XM,DXM
PRINT 6093,D,MLG(1),MLG(2),MLG(3),S,L,LL,ETA,TX0,MB
PRINT 6094,XB,XOB,MLO,JCT
6091 FORMAT(10X,'Pезультаты геометpического pасчета (ЛА с ЖРД)'/
*'+----------------------------------------+--------+----------+'/
*'| Масса кpыльев, кг| MGG(1) |',1X,F9.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Масса опеpения, кг| MGG(2) |',1X,F9.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Масса pулевых пpиводов, кг| MGG(3) |',1X,F9.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Суммаpная масса жидкого топлива, кг| MGG(4) |',1X,F9.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Масса гоpючего, кг| MGG(5) |',1X,F9.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Масса окислителя, кг| MGG(6) |',1X,F9.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Масса двиг.установки кг| MGG(7) |',1X,F9.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Масса бакового отсека, кг| MGG(8) |',1X,F9.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Масса констpукции коpпуса, кг| MGG(9) |',1X,F9.3,'|'/
*'+----------------------------------------+--------+----------+')
6092 FORMAT(
*'+----------------------------------------+--------+----------+'/
*'| Кооpдината центpа масс ЛА с топливом, м| XM(1) |',5X,F5.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| то же без топлива, м| XM(2) |',5X,F5.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Разбежка центpовки по длине коpпуса, %| DXM |',4X,F6.3,'|'/
*'+----------------------------------------+--------+----------+')
6093 FORMAT(
*'+----------------------------------------+--------+----------+'/
*'| Диаметp коpпуса, м| D |',3X,F7.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Длина коpпуса, м| MLG(1) |',3X,F7.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Длина носовой части коpпуса, м| MLG(2) |',3X,F7.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Длина коpмовой части коpпуса, м| MLG(3) |',3X,F7.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Площадь кpыльев с подкоpп.частью, м**2| S |',4X,F6.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Размах кpыльев с подкоpпусной частью, м| L |',3X,F7.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Удлинение кpыльев с подкоpп.частью, б/p| LL |',2X,F8.2,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Сужение кpыльев с подкоpп.частью, б/p| ETA |',2X,F8.2,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Тангенс угла стpел.по пеpедн.кpомке,б/p| TX0 |',3X,F7.2,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Коpневая хоpда кpыла (по оси ЛА), м| MB(1) |',4X,F6.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Концевая хоpда кpыла, м| MB(2) |',4X,F6.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Боpтовая хоpда кpыла, м| MB(3) |',4X,F6.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| САХ кpыла сподкоpпусной чачтью, м| MB(4) |',4X,F6.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| САХ консоли кpыла, м| MB(5) |',4X,F6.3,'|')
6094 FORMAT(
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Кооpдината начала боpтовой хоpды, м| XB |',4X,F6.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Кооpдината оси вpащения pулей, м| XOB |',4X,F6.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Длина отсека с функц.пpизнаком JK=1, м| MLO(1) |',4X,F6.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Длина отсека с функц.пpизнаком JK=2, м| MLO(2) |',4X,F6.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Длина отсека с функц.пpизнаком JK=3, м| MLO(3) |',4X,F6.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Длина отсека с функц.пpизнаком JK=4, м| MLO(4) |',4X,F6.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Длина отсека с функц.пpизнаком JK=5, м| MLO(5) |',4X,F6.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Длина отсека с функц.пpизнаком JK=6, м| MLO(6) |',4X,F6.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Длина отсека с функц.пpизнаком JK=7, м| MLO(7) |',4X,F6.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Длина отсека с функц.пpизнаком JK=8, м| MLO(8) |',4X,F6.3,'|'/
*'|----------------------------------------+--------+----------|'/
*'| Пpизнак недопустим.pасположения кpыльев| JCT |',8X,I2,'|'/
*'+----------------------------------------+--------+----------+')
C/GRAF2/ Фоpмиpование файла GRAPH.DAT для ЛА с двумя HП
open(unit=8,FILE='graph.dat')
write(8,'(i10)') 3333332
write(8,1011) ML(1),ML(2),ML(3),ML(4),ML(5),MLO(5),MLO(7)
write(8,1011) MB,MLO,S,D,RHC,XM,EKOPM,XB,L,TX0,TX1,CC,
*SSOP,XOB,LLOP,ETAOP,TX1OP,CCOP
write(8,1012) JK,JS,IK,JHOC
1011 format(f7.4)
1012 format(i2)
close(8)
C/B707/ KOHEЦ ПPOГPAMMЫ
707 CONTINUE
STOP
END
2.2.4 Результаты расчета
ПЛOCKOCTЬ ПOЛETA ЛA: BEPTИKAЛЬHAЯ
AЭPOДИHAMИЧECKAЯ CXEMA ЛA : 'OБЫЧHAЯ'
ПPИЗHAK OCOБEHHOCTEЙ ЛA : 1-CTУПEHЧATЫЙ ЛA
HAЛИЧИE ГAЗOBOДA B MAPШ.KAMEPE : HET
HAЛИЧИE ГAЗOBOДA B CTAPT.KAMEPE : HET
TИП KOHCTPУKT.CXEMЫ ЦEЛEBOГO ГPУЗA:HEHECУЩAЯ
TИП PУЛEBOГO ПPИBOДA : ЭЛEKTPИЧECKИЙ
KOPPEKЦИЯ PR PR = 2580.0
KOPPEKЦИЯ PR PR = 2645.8
KOPPEKЦИЯ PR PR = 2697.4
KOPPEKЦИЯ PR PR = 2739.2
KOPPEKЦИЯ PR PR = 2772.1
KOPPEKЦИЯ PR PR = 2798.4
KOPPEKЦИЯ PR PR = 2820.8
KOPPEKЦИЯ PR PR = 2837.7
KOPPEKЦИЯ PR PR = 2853.3
KOPPEKЦИЯ M0 И PR M0 = 1008.1 PR =2876.4
PEЗУЛЬTATЫ БAЛЛИCTИЧECKOГO ПPOEKTИPOBAHИЯ
FB =0.0291 FC1 =0.0092 FC2 =0.0080
PR =2876.4 PDV =2031.8 CUD =0.00004462
MUT =0.180 P = 700.0 D =0.510
DC =0.152 SKC =0.810 LLW = 8.1
LLHC = 0.80 X05 = 3.6 CX0 =0.0317 CYA =0.1246
HAЧAЛЬHЫE УCЛOBИЯ ЧИCЛEHHOГO ИHTEГPИPOBAHИЯ
ЛA: T= 0.0 X = 0.0 H = 550.0 TT = 0.0
V = 280.0 AA = 0.0 MU = 1.000 MUT = 0.180 MUT1 = 0.000
ЦEЛЬ: XC= 500000.0 HC = 0.0 TTC= 0.00 VC= 0.0
TEKУЩИE ПAPAMETPЫ TPAEKTOPИИ
T X H TETA V AЛЬФA NX NY CУA CX M TCT
5.0 1400. 550. -4.5 272.5 0.7 -0.2 0.6 0.1379 0.0520 0.83 20.
10.0 2758. 388. -8.9 270.9 0.7 -0.1 0.6 0.1342 0.0486 0.81 20.
15.0 4096. 126. -13.3 273.4 0.7 -0.1 0.6 0.1332 0.0476 0.80 20.
20.0 5427. 171. -8.9 278.8 1.7 -0.1 1.4 0.1340 0.0483 0.80 20.
25.0 6804. 8. -4.4 277.4 1.7 -0.2 1.4 0.1366 0.0554 0.82 20.
30.0 8191. 10. 0.0 269.3 1.2 -0.2 1.0 0.1357 0.0534 0.82 20.
35.0 9537. 10. 0.0 264.4 1.3 -0.1 1.0 0.1320 0.0465 0.79 20.
40.0 10859. 10. 0.0 260.7 1.3 -0.1 1.0 0.1300 0.0443 0.78 20.
45.0 12163. 10. 0.0 258.0 1.4 -0.1 1.0 0.1287 0.0427 0.77 20.
50.0 13453. 10. 0.0 255.9 1.4 -0.0 1.0 0.1277 0.0414 0.76 20.
55.0 14732. 10. 0.0 254.3 1.5 -0.0 1.0 0.1269 0.0405 0.75 20.
60.0 16003. 10. 0.0 253.0 1.5 -0.0 1.0 0.1264 0.0398 0.75 20.
65.0 17268. 10. 0.0 252.0 1.5 -0.0 1.0 0.1259 0.0393 0.74 20.
70.0 18528. 10. 0.0 251.2 1.5 -0.0 1.0 0.1256 0.0389 0.74 20.
75.0 19785. 10. 0.0 250.6 1.5 -0.0 1.0 0.1254 0.0386 0.74 20.
80.0 21038. 10. 0.0 250.1 1.5 -0.0 1.0 0.1252 0.0383 0.74 20.
85.0 22288. 10. 0.0 249.7 1.5 -0.0 1.0 0.1250 0.0381 0.74 20.
90.0 23537. 10. 0.0 249.4 1.5 -0.0 1.0 0.1249 0.0380 0.73 20.
95.0 24784. 10. 0.0 249.2 1.5 -0.0 1.0 0.1248 0.0378 0.73 20.
TEKУЩИE ПAPAMETPЫ TPAEKTOPИИ
T X H TETA V AЛЬФA NX NY CУA CX M TCT
100.0 26030. 10. 0.0 249.0 1.6 -0.0 1.0 0.1247 0.0377 0.73 20.
105.0 27275. 10. 0.0 248.8 1.6 -0.0 1.0 0.1247 0.0377 0.73 20.
110.0 28519. 10. 0.0 248.7 1.6 -0.0 1.0 0.1246 0.0376 0.73 20.
115.0 29763. 10. 0.0 248.6 1.6 -0.0 1.0 0.1246 0.0375 0.73 20.
120.0 31006. 10. 0.0 248.5 1.6 -0.0 1.0 0.1245 0.0375 0.73 20.
125.0 32248. 10. 0.0 248.4 1.6 -0.0 1.0 0.1245 0.0375 0.73 20.
130.0 33490. 10. 0.0 248.4 1.6 -0.0 1.0 0.1245 0.0374 0.73 20.
135.0 34732. 10. 0.0 248.4 1.6 -0.0 1.0 0.1245 0.0374 0.73 20.
140.0 35974. 10. 0.0 248.3 1.6 -0.0 1.0 0.1245 0.0374 0.73 20.
145.0 37216. 10. 0.0 248.3 1.6 -0.0 1.0 0.1244 0.0374 0.73 20.
150.0 38457. 10. 0.0 248.3 1.6 -0.0 1.0 0.1244 0.0374 0.73 20.
155.0 39699. 10. 0.0 248.3 1.6 -0.0 1.0 0.1244 0.0374 0.73 20.
160.0 40940. 10. 0.0 248.2 1.6 -0.0 1.0 0.1244 0.0374 0.73 20.
165.0 42181. 10. 0.0 248.2 1.6 -0.0 1.0 0.1244 0.0374 0.73 20.
170.0 43422. 10. 0.0 248.2 1.6 -0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
175.0 44663. 10. 0.0 248.2 1.6 -0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
180.0 45905. 10. 0.0 248.2 1.6 -0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
185.0 47146. 10. 0.0 248.2 1.6 -0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
190.0 48387. 10. 0.0 248.2 1.6 -0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
TEKУЩИE ПAPAMETPЫ TPAEKTOPИИ
T X H TETA V AЛЬФA NX NY CУA CX M TCT
195.0 49628. 10. 0.0 248.2 1.6 -0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
200.0 50869. 10. 0.0 248.2 1.6 -0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
205.0 52110. 10. 0.0 248.2 1.6 -0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
210.0 53351. 10. 0.0 248.2 1.6 -0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
215.0 54592. 10. 0.0 248.2 1.6 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
220.0 55833. 10. 0.0 248.2 1.6 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
225.0 57074. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
230.0 58315. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
235.0 59556. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
240.0 60797. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
245.0 62038. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
250.0 63279. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
255.0 64520. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
260.0 65761. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
265.0 67002. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
270.0 68243. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
275.0 69485. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
280.0 70726. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
285.0 71967. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
TEKУЩИE ПAPAMETPЫ TPAEKTOPИИ
T X H TETA V AЛЬФA NX NY CУA CX M TCT
290.0 73208. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
295.0 74449. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
300.0 75690. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
305.0 76931. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
310.0 78172. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
315.0 79413. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
320.0 80655. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
325.0 81896. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
330.0 83137. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
335.0 84378. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
340.0 85619. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
345.0 86860. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
350.0 88102. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
355.0 89343. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
360.0 90584. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
365.0 91825. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
370.0 93066. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
375.0 94308. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
380.0 95549. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
TEKУЩИE ПAPAMETPЫ TPAEKTOPИИ
T X H TETA V AЛЬФA NX NY CУA CX M TCT
385.0 96790. 10. 0.0 248.2 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
390.0 98031. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
395.0 99273. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
400.0 100514. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
405.0 101755. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
410.0 102996. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
415.0 104238. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
420.0 105479. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
425.0 106720. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
430.0 107962. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
435.0 109203. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
440.0 110444. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
445.0 111686. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
450.0 112927. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
455.0 114168. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
460.0 115410. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
465.0 116651. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
470.0 117892. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
475.0 119134. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
TEKУЩИE ПAPAMETPЫ TPAEKTOPИИ
T X H TETA V AЛЬФA NX NY CУA CX M TCT
480.0 120375. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
485.0 121616. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
490.0 122858. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
495.0 124099. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
500.0 125341. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
505.0 126582. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
510.0 127823. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
515.0 129065. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
520.0 130306. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
525.0 131548. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
530.0 132789. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
535.0 134030. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
540.0 135272. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
545.0 136513. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
550.0 137755. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
555.0 138996. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
560.0 140238. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
565.0 141479. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
570.0 142721. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
TEKУЩИE ПAPAMETPЫ TPAEKTOPИИ
T X H TETA V AЛЬФA NX NY CУA CX M TCT
575.0 143962. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
580.0 145204. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
585.0 146445. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
590.0 147687. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
595.0 148928. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
600.0 150170. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
605.0 151411. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
610.0 152653. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
615.0 153894. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
620.0 155136. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
625.0 156378. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
630.0 157619. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
635.0 158861. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
640.0 160102. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
645.0 161344. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
650.0 162586. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
655.0 163827. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
660.0 165069. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
665.0 166310. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
TEKУЩИE ПAPAMETPЫ TPAEKTOPИИ
T X H TETA V AЛЬФA NX NY CУA CX M TCT
670.0 167552. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
675.0 168794. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
680.0 170035. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
685.0 171277. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1244 0.0373 0.73 20.
690.0 172519. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
695.0 173760. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
700.0 175002. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
705.0 176244. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
710.0 177485. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
715.0 178727. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
720.0 179969. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
725.0 181210. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
730.0 182452. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
735.0 183694. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
740.0 184935. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
745.0 186177. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
750.0 187419. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
755.0 188661. 10. 0.0 248.3 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
760.0 189902. 10. 0.0 248.4 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
TEKУЩИE ПAPAMETPЫ TPAEKTOPИИ
T X H TETA V AЛЬФA NX NY CУA CX M TCT
765.0 191144. 10. 0.0 248.4 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
770.0 192386. 10. 0.0 248.4 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
775.0 193628. 10. 0.0 248.4 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
780.0 194869. 10. 0.0 248.4 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
785.0 196111. 10. 0.0 248.4 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
790.0 197353. 10. 0.0 248.4 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
795.0 198595. 10. 0.0 248.4 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
800.0 199837. 10. 0.0 248.4 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
805.0 201078. 10. 0.0 248.4 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
810.0 202320. 10. 0.0 248.4 1.5 0.0 1.0 0.1245 0.0373 0.73 20.
***** 301686. 10. 0.0 248.5 1.4 0.0 1.0 0.1245 0.0372 0.73 20.
***** 401092. 10. 0.0 248.6 1.3 0.0 1.0 0.1245 0.0372 0.73 20.
PEЗУЛЬTATЫ БAЛЛИCTИЧECKOГO ПPOEKTИPOBAHИЯ
FB =0.0291 FC1 =0.0092 FC2 =0.0080
PR =2876.4 PDV =2032.0 CUD =0.00004461
MUT =0.180 P = 700.0 D =0.510
DC =0.152 SKC =0.810 LLW = 8.1
LLHC = 0.80 X05 = 3.6 CX0 =0.0317 CYA =0.1246
Pезультаты pасчета массы ЛА
+----------------------------------------+--------+----------+
| Относительная масса кpыльев, б/p| MUKR | 0.022|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Относительная масса pулев. пpиводов,б/p| MUPR | 0.037|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Относительная масса топлива, б/p| MUT | 0.180|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Относительная масса ДУ с ТРДД, б/p| MUD | 0.078|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Относительная масса констp. коpпуса,б/p| BBF | 0.098|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Относительная масса бакового отсека,б/p| AABO | 0.101|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Удлинение эквивалентного цилиндpа, б/p| LLW | 8.957|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Удельная нагpузка на кpылья, кг/м**2| P | 700.0|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Масса маpшевой ступени, кг| M0 | 1009.5|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Масса двухступенчатого ЛА, кг| M00 | 0.0|
+----------------------------------------+--------+----------
Pезультаты геометpического pасчета (ЛА с ЖРД)
+----------------------------------------+--------+----------+
| Масса кpыльев, кг| MGG(1) | 22.611|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Масса опеpения, кг| MGG(2) | 12.114|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Масса pулевых пpиводов, кг| MGG(3) | 37.334|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Суммаpная масса жидкого топлива, кг| MGG(4) | 181.729|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Масса гоpючего, кг| MGG(5) | 181.729|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Масса окислителя, кг| MGG(6) | 0.000|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Масса двиг.установки кг| MGG(7) | 78.346|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Масса бакового отсека, кг| MGG(8) | 18.327|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Масса констpукции коpпуса, кг| MGG(9) | 69.007|
+----------------------------------------+--------+----------+
+----------------------------------------+--------+----------+
| Кооpдината центpа масс ЛА с топливом, м| XM(1) | 2.055|
|----------------------------------------+--------+----------|
| то же без топлива, м| XM(2) | 2.058|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Разбежка центpовки по длине коpпуса, %| DXM | -0.072|
+----------------------------------------+--------+----------+
+----------------------------------------+--------+----------+
| Диаметp коpпуса, м| D | 0.514|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Длина коpпуса, м| MLG(1) | 4.604|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Длина носовой части коpпуса, м| MLG(2) | 0.454|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Длина коpмовой части коpпуса, м| MLG(3) | 0.545|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Площадь кpыльев с подкоpп.частью, м**2| S | 1.203|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Размах кpыльев с подкоpпусной частью, м| L | 2.901|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Удлинение кpыльев с подкоpп.частью, б/p| LL | 5.58|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Сужение кpыльев с подкоpп.частью, б/p| ETA | 1.83|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Тангенс угла стpел.по пеpедн.кpомке,б/p| TX0 | 0.14|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Коpневая хоpда кpыла (по оси ЛА), м| MB(1) | 0.520|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Концевая хоpда кpыла, м| MB(2) | 0.310|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Боpтовая хоpда кpыла, м| MB(3) | 0.483|
|----------------------------------------+--------+----------|
| САХ кpыла сподкоpпусной чачтью, м| MB(4) | 0.423|
|----------------------------------------+--------+----------|
| САХ консоли кpыла, м| MB(5) | 0.403|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Кооpдината начала боpтовой хоpды, м| XB | 1.888|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Кооpдината оси вpащения pулей, м| XOB | 4.401|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Длина отсека с функц.пpизнаком JK=1, м| MLO(1) | 0.454|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Длина отсека с функц.пpизнаком JK=2, м| MLO(2) | 0.769|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Длина отсека с функц.пpизнаком JK=3, м| MLO(3) | 0.948|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Длина отсека с функц.пpизнаком JK=4, м| MLO(4) | 0.000|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Длина отсека с функц.пpизнаком JK=5, м| MLO(5) | 0.545|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Длина отсека с функц.пpизнаком JK=6, м| MLO(6) | 0.663|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Длина отсека с функц.пpизнаком JK=7, м| MLO(7) | 0.000|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Длина отсека с функц.пpизнаком JK=8, м| MLO(8) | 1.225|
|----------------------------------------+--------+----------|
| Пpизнак недопустим.pасположения кpыльев| JCT | 0|
+----------------------------------------+--------+----------+
2.2.5 Рассчет стартовой массы ЛА
В итоге стартовая масса ЛА равна 1197 кг.
2.2.6 Графики
H-X
H-T
TETA-T
V-T
AA-T
NX-T
NY-T
CYA-T
CX-T
M-T
3. ОПРЕДЕЛЕНИЕ НАГРУЗОК, ДЕЙСТВУЮЩИХ НА ЛА
3.1 ВЫБОР РАСЧЕТНОГО РЕЖИМА
Поперечная нагрузка, действующая на аппарат, зависит в основном от подъемной силы, величина которой в зависимости от изменения максимальной перегрузки по траектории определяется формулой:
,
где G=mт g - сила тяжести ЛА.
Так как второй член в этой формуле на маневренном участке полета обычно мал, то можно принять, что наибольшая нагрузка будет при максимальном произведении , и для ее определения нужно построить кривую (t). Также эту точку можно найти из графика ny(t), который построен в разделе «Общее проектирование». Максимум этой кривой соответствует времени расчетного режима.
Судя по графику, максимальные значения возникают в момент времени 25 сек. В качестве расчетного случая примем момент времени t=25 сек. Исходными данными для расчета являются:
H =10 м
V = 277,4 м/с
mЛА = 1009,5 кг
По таблице стандартной атмосферы определяем скорость звука и скоростной напор, действующий на ЛА
a =338,3 м/с
=1,167 кг/м3
Определяем число Маха полета:
Скоростной напор:
Н.
3.2 ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ
lкорм=4,604 м - длина ракеты;
lнос=0,454 м - длина носовой части ракеты;
D= 0,514 м - диаметр ракеты;
=0,88 - удлинение носовой части ракеты;
=9 - удлинение ракеты
H = 10 м - высота полета
= 1,7° - угол атаки
ny = 1,4 - потребная нормальная перегрузка
nx = -0,2 - потребная тангенциальная перегрузка
V = 277,4 м/с - скорость полета
M = 0,82- число Маха
м2 - площадь Миделя корпуса.
3.2.1 Головная часть ракеты
Независимо от конфигурации головной части коэффициент подъемной силы может оцениваться по формуле:
0,089
=0,089 - коэффициент подъемной силы
0,05 м
= 0,05 м - положение центра давления
= 0,05*44900*0,207=829,25 Н.
3.2.2 Центральная часть ракеты
Центральная часть ракеты имеет цилиндрическую форму. Аэродинамические характеристики цилиндрической части обусловлены поперечным, относительно корпуса, обтеканием.
= 0,009
2,529м - положение центра давления
= 84,305 Н
= 84,305 Н - подъемная сила на центральной части.
3.2.3 Несущие поверхности ракеты (крылья)
Коэффициент подъемной силы крыльев:
= 0,207
Подъемная сила на крыльях оценивается по формуле:
= 13420 Н
Xdкр= 1,828 м - положение центра давления крыльев было найдено в разделе «Общее проектирование».
3.2.4 Органы управления ракеты (рули)
Подъемная сила на рулях, в общем случае, должна учитывать интерференцию крыльев и корпуса, а также влияние пограничного слоя на эффективность рулей.
= 0,047 - коэффициент подъемной силы рулей.
Площадь рулей Sрул=0,123
Подъемная сила на рулях:
= 262,164 Н
Xdрул = 4.153м
Положение центра давления рулей было найдено в разделе “Общее проектирование ЛА”.
3.3 КООРДИНАТА ЦЕНТРА ДАВЛЕНИЯ РАКЕТЫ
Координату центра давления ракеты найдем из условия равенства моментов, создаваемых частями ЛА моменту, создаваемому суммарной подъемной силой ЛА
,
где =14600 Н
.
крылатый ракета летательный траектория
3.4 ОПРЕДЕЛЕНИЕ СИЛЫ ЛОБОВОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ ЛА
Коэффициент лобового сопротивления ракеты Сх был найден ранее в разделе баллистического проектирования ЛА (расчетная точка такая же, что и для определения подъемной силы).
Лобовое сопротивление ракеты находится по формуле:
= 0,0554*44900*0,207 =516,154 Н.
3.5 ОПРЕДЕЛЕНИЕ ИЗГИБАЮЩИХ МОМЕНТОВ, ПЕРЕРЕЗЫВАЮЩИХ СИЛ НА КОРПУС
Все поперечные аэродинамические нагрузки Yi, действующие на корпус и оперение ЛА, нужно распределить по расчетным сечениям, находящимся в зоне их действия. В результате получается схема нагружения ЛА внешними силами.
Массовая поперечная нагрузка каждого сечения (отсека) представляет собой сумму веса и инерционной силы в поперечном направлении.
Момент внешних поперечных сил в общем случае не равен нулю и вызывает угловое ускорение.
Вследствие углового ускорения появляются инерционные силы . Сумма Фi равна нулю. Таким образом, в каждом сечении к массовой силе Рi нужно добавлять инерционную силу от углового ускорения Фi. Теперь все силы, приложенные к корпусу, находятся в равновесии, и можно определить изгибающие моменты и перерезывающие силы.
Перерезывающая сила в j-м сечении: .
Изгибающий момент в j-м сечении: .
3.6 ПРОДОЛЬНЫЕ НАГРУЗКИ
Кроме поперечных нагрузок к корпусу нужно приложить продольные силы. Массовые продольные силы определяются по формуле:
Сумма массовых сил равна разности между силой тяги и продольными аэродинамическими силами и направлена назад. Продольные силы приложены по оси и момента относительно центра тяжести не дают.
Имея необходимые данные, полученные в аэродинамических расчетах, произведем их подстановку в формулы, произведем расчет и построим эпюры (рис 3.1) . Все данные сведем в таблицу 3.1. Эпюры представлены на рисунке 3.1.
Таблица № 3.1
|
№ сечения
|
m
|
G
|
Qx
|
Mизг
|
N
|
|
|
0
|
0
|
0
|
1358
|
0
|
625
|
|
|
1
|
3
|
29,43
|
2934
|
1202
|
2335
|
|
|
2
|
3
|
29,43
|
3735
|
2027
|
3697
|
|
|
3
|
125
|
1226,25
|
5768
|
14670
|
5058
|
|
|
4
|
425
|
4169,25
|
-5643
|
24350
|
7674
|
|
|
5
|
200
|
1962
|
-4561
|
1056
|
8642
|
|
|
6
|
119
|
1167,4
|
-1843
|
-5613
|
9870
|
|
|
7
|
67,5
|
662,175
|
-1689
|
-14379
|
10149
|
|
|
8
|
67,5
|
662,175
|
-18
|
0
|
10771
|
|
|
У
|
1010
|
9908
|
|
|
10771
|
|
|
4. УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ
4.1 ОБЩАЯ МЕТОДИКА РАСЧЕТА УСТОЙЧИВОСТИ И БАЛАНСИРОВКИ
Одна из задач проектирования ЛА состоит в обеспечении статической устойчивости и балансировки ЛА. Эти характеристики зависят главным образом от центровки ЛА, площади оперения и продольного положения аэродинамических поверхностей. На этапе общего проектирования вопрос устойчивости и балансировки решается приблизительно, обеспечивается минимальное значение степени устойчивости. Наличие или отсутствие статической устойчивости определяется взаимным положением центра масс и фокуса по углу атаки.
Если фокус находится позади центра масс, то есть , то коэффициент момента тангажа и ЛА статически устойчив. В качестве меры устойчивости примем расстояние между центром масс и фокусом в долях длины корпуса, то есть , т.к. именно от этой величины зависят динамические характеристики, передаточный коэффициент по перегрузке и собственная частота . Минимально допустимая степень статической устойчивости на участке наведения определяется, прежде всего, исходя из погрешностей расчётов центровки и положения фокуса и вследствие нелинейного характера зависимости . ЛА, устойчивый на малых углах атаки, может оказаться неустойчивым на больших углах атаки. Необходимо увеличить угол наклона зависимости .
На режиме «А» степень статической устойчивости:
Что касается максимальной степени статической устойчивости, то жёстких ограничений её величины нет. Но следует учитывать, что с увеличением запаса устойчивости растут шарнирные моменты и потребная площадь рулей. Всё это приводит к увеличению массы ЛА.
Чем больше степень статической устойчивости, тем большим быстродействием должны обладать все элементы контура управления, что тоже ведёт к увеличению массы и габаритов этих устройств.
И, наконец, необходимо учитывать взаимодействие между ЛА, системой стабилизации и системой наведения. Резонансную частоту контура наведения выбирают так, чтобы добиться оптимального отношения между динамическими и флюктуационными ошибками, т.е., чтобы суммарная ошибка была наименьшей.
В качестве расчетного случая был выбран момент времени 25с - полет с масимальной поперечной перегрузкой.
Производные коэффициентов подъемной силы были рассчитаны самостоятельно по полярам и формулам, приведенным в методической записке к расчету нагрузок в курсовой работе по прочности БЛА и учебнике 'Расчет на прочность беспилотных летательных аппаратов' (автор Фигуровский А.В.)
Для нормальной схемы балансировочное отношение (б/д)бал<0
положение цм ЛА с топливом, м
то же без топлива, м
координата оси вращения рулей, м
удлинение корпуса
длина корпуса, м
разбежка центровки по корпусу
степень статической устойчивости на режиме А
< 0, следовательно, величина балансировочного соотношения удовлетворяет требованию точности управления
4.2 ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПОТРЕБНОЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ СИЛЫ УПРАВЛЕНИЯ
Запишем силу управления в виде двух составляющих:
Первая составляющая - её называют балансировочной, необходима для уравновешивания ракеты по траектории. Поскольку равнодействующая аэродинамических сил приложена в центре давления ракеты на расстоянии от центра масс, то без органов управления ракета оказывается неустойчивой. Составляющая создавая момент равный , но противоположный ему по знаку, уравновешивает (балансирует) ракету:
Вторая составляющая силы управления - необходима для преодоления инерции ракеты при создании собственно управляющего момента вокруг центра масс .
Таким образом, управляющий момент, так же как и сила управления, состоит из двух частей:
Установившееся значение угла атаки определяется через требуемую перегрузку решением моментов и сил для установившегося режима:
Значения моментов, входящих в уравнения, могут быть определены из выражений:
Отсюда получаем:
От куда:
После преобразований получим выражение для определения балансировочной составляющей силы управления:
5. СПЕЦЧАСТЬ И АГРЕГАТ
5.1 Анализ механизмов раскладки крыла
В данном разделе рассматриваются и анализируются пять видов механизмов раскладки крыла. Одно из основных направлений при проектировании механизмов раскладки - разработка изделий с минимальными стартовыми габаритами и минимальной стартовой массой.
Уменьшение стартовых габаритов изделий значительно улучшает тактико-технические характеристики комплексов, включающих эти изделия, расширяет сферу применения изделий, одновременно существенно расширяет возможности хранения и транспортировки изделий.
Решение этой задачи достигается складыванием выступающих за мидель корпуса частей крыльев и оперения с последующей их раскладкой после старта изделия.
Сложность решения этой задачи обусловлена жесткими требованиями, предъявляемыми к складываемым агрегатам и системам их раскладки и тяжелыми условиями, в которых они работают. Раскладка, как правило, должна происходить за минимально возможное время, при действии на агрегаты больших аэродинамических и динамических нагрузок, соизмеримых с нагрузками автономного полета. При этом, необходимо обеспечить прочность и жесткость разложенных агрегатов в автономном полете, не снижая летно-тактических характеристик изделия.
Кроме того, необходимо создавать стендовые установки для наземной отработки систем с имитацией переменных (в т.ч. знакопеременных) аэродинамических нагрузок, действующих на раскладываемые агрегаты в натурных условиях. Трудность создания подобных стендов обусловлена не только сложностью решения конструкторской задачи, а также инерционностью существующих загрузочных устройств -- силовых цилиндров и кинематических загрузочных звеньев, проявляющейся при малом времени раскладки.
Работы по складываемым агрегатам и системам раскладки определили четыре основных принципиальных схем агрегатов и систем:
1. Складывание неуправляемых поверхностей на углы до 90°: поворотная консоль шарнирно закреплена на корпусе Л.А., силовой привод с демпфирующим устройством шарнирно установлен в корпусе, а исполнительный орган - шток, шарнирно соединен с поворотной консолью; источник энергии - ПГГ или сжатый воздух.
2. Складывание неуправляемых поверхностей на углы 90°: конструктивно выполнены как и по п.1, но силовой привод установлен неподвижно в корпусе л.а., а шток привода соединен с поворотной консолью через спрямляющий механизм раскладки, как правило, через кривошипно-ползунный механизм.
3. Неуправляемые поверхности, складываемые относительно вертикальных шарниров - правая и левая поворотные консоли соединены синхронизирующей тягой, силовой привод взаимодействует с одной или обеими консолями.
4. Системы с двойным складыванием:
Корневая часть агрегата выполняется по схеме 1 или 2, концевая часть шарнирно навешена на корневую часть и кинематически связана с неподвижной частью складываемого агрегата.
В сложенном и разложенном положении поворотные консоли удерживаются фиксаторами: - в сложенном - срезными (разрывными) элементами, реже - пироустройствами, в разложенном положении - подпружиненными штырями с конусной заходной частью.
5.1.1 Механизм раскладки крыла №1
Механизм предназначен для синхронной раскладки консолей крыла изделия из транспортировочного положения в полётное. Кинематическая схема механизма приведена на рис. 5.1. Механизм содержит блок раскладки, рнчажно-ползунный механизм, состоящий из двух тяг, качалок, ползуна, рельса, замки разложенного положения и замки сложного положения, выполненные в виде срезных болтов.
Блок раскладки выполнен в виде силового цилиндра, содержащего корпус, поршень со штоком, проушину и приемник жидкости. Проушина блока закреплена на корпусе изделия, а шток его соединен с ползуном. Поршень делит корпус блока на две полости: гидравлическую и газовую. Газовая полость через канал в проушине сообщается с газогенератором, а гидравлическая полость через дроссельное отверстие - с приемником жидкости. Гидравлическая полость заправлена маслом АМГ-10. При заправке полость вакуумируется.
Замок разложенного положения содержит корпус, ползун, пружину и шпильку с гайкой. Замок закреплен на корпусе изделия.
Механизм работает следующим образом.
По команде на раскладку срабатывает газогенератор, продукты горения которого поступают в газовую полость блока раскладки и создают в ней давление. Под действием давления поршень начинает перемещаться и посредством штока толкает ползун по рельсу. В процессе перемещения ползуна тяги поворачивают качалки, а последние при помощи тяг - консоли крыла. В первый момент происходит срез болтов, а затем раскладка консолей рыла в полетное положение. Поршень в процессе своего движения вытесняет масло из гидравлической полости через дроссельное отверстие в приемник жидкости, вследствие чего осуществляется демпфирование процесса раскладки. В конце раскладки консоли крыла фиксируются в полётном положении замками.
5.1.2 Механизм раскладки крыла №2
Механизм раскладки предназначен для поворота консолей крыла изделия из транспортировочного положения в полётное.
Общий вид механизма приведен на рис.5.2.
Механизм раскладки крыла содержит блок раскладки, синхронизирующую тягу, замки сложенного и разложенного положения.
Блок раскладки выполнен в виде силового цилиндра, содержащего корпус, проушину, корпус ПГГ, поршень со штоком, мембрану, кожух, дроссель и др. элементы. Проушина блока раскладки закреплена на корпусе изделия, а шток соединен с левой поворотной консолью крыла. Поршень делит корпус блока на две полости: газовую и гидравлическую. Газовая полость сообщена с газовой полостью, образованной мембраной, корпусом и проушиной. Гидравлическая полость заполнена маслом АМГ-10.
Поворотные консоли крыла соединены синхронизирующей тягой, которая обеспечивает раскладку правой консоли. Тяга выполнена регулируемой. Регулировка осуществляется винтовым механизмом, содержащим проушину, совершающую возвратно-поступательное движение при вращении болта. Регулировкой создается заданное предварительное усилие в тяге, что обеспечивает постановку правой консоли на замок разложенного положения при всех заданных нагрузках, действующих при раскладке.
Замок сложенного положения выполнен в виде срезной шпильки, которая фиксирует левую консоль крыла.
Замок разложенного положения выполнен в виде подпружиненного штыря со специально спрофилированной заходной частью.
Механизм раскладки крыла работает следующим образом.
По команде на раскладку срабатывает газогенератор, продукты горения которого поступают в газовую полость блока раскладки и создают в ней давление. В ходе нарастания давления происходит срез шпильки, а затем поворот консолей крыла в полётное положение. При этом поршень в процессе движения выдавливает масло из гидравлической полости через дроссель. Для обеспечения заданного закона демпфирования поршень содержит профилированную иглу, которая в процессе раскладки меняет проходное сечение дросселя. Для восприятия ударных нагрузок в конце поворота консолей крыла предусмотрены упоры.
Серьга соединена с проушиной при помощи валика, в котором выполнено отверстие под срезную шпильку. Отверстие в проушине выполнено овальным.
На корпусе блока раскладки с заданным эксцентриситетом относительно оси складывания установлена регулируемая по длине тяга, которая соединена с механизмом раскладки концевой складываемой части. Указанный механизм содержит качалку, которая поворачивается относительно неподвижной оси, расположенной на лонжероне средней складываемой части, и соединена с одной стороны при помощи промежуточной серьги с тягой, а с другой стороны взаимодействует при помощи валика-ползуна с косым пазом, выполненным в лонжероне концевой складываемой части. Серьга и тяга тоже соединены при помощи валика-ползуна, который осуществляет возвратно-поступательное движение в пазу, образованным в лонжероне средней складываемой части.
5.1.3 Механизм раскладки крыла №3
Механизм раскладки крыла предназначен для поворота консолей крыла из транспортировочного положения в полетное.
Общий вид механизма раскладки приведен на рис.5.3.
Механизм раскладки состоит из блока раскладки, замков сложенного положения, замков разложенного положения и механизма синхронизации.
Блок раскладки выполнен в виде силового цилиндра, содержащего корпус, поршень со штоком, мембрану и др. элементы. Корпус выполнен составным. Нa нём герметически закреплена мембрана и устанавливается газогенератор. Поршень делит блок раскладки на гидравлическую и газовую полости. Гидравлическая полость сообщается через дроссельное отверстие в корпусе с полостью, образованной мембраной и наружной поверхностью корпуса. Гидравлическая полость заправляется маслом АМГ-10, при этом полость вакуумируется.
Механизм синхронизации выполнен в виде взаимодействующих друг с другом зубчатых секторов, соединенных при помощи тяг с консолями крыла.
Замки разложенного положения выполнены в виде подпружиненных штырей.
Замки сложенного положения выполнены в виде пиропистолетов, соединенных при помощи разрывных болтов с консолями крыла на определенном расстоянии от оси поворота.
Механизм раскладки крыла работает следующим образом.
По команде на раскладку с некоторым опережением срабатывают пиропатроны замков сложенного положения. Под давлением газов поршень пиропистолета перемещает клин, который посредством штока разрывает болт, после чего консоль крыла освобождается и получает возможность поворачиваться. После этого происходит срабатывания газогенератора. Продукты горения порохового заряда поступают в газовую полость блока раскладки. В процессе нарастания давления в последний блок поворачивает консоли крыла, при этом осуществляется синхронный поворот консолей, который обеспечивается механизмом синхронизации.
В процессе раскладки поршень выдавливает масло из гидравлической полости через дроссельное отверстие, вследствие чего осуществляется демпфирование.
В конце раскладки консоли крыла фиксируются в разложенном положении замками.
В процессе раскладки жидкость из верхней полости выдавливается поршнем через переменное сечение дроссельного отверстия в нижнюю, в следствие чего осуществляется демпфирование с заданным законом,
В конструкции механизма раскладки предусмотрены упоры, которые воспринимают ударные нагрузки в конце раскладки.
5.1.4 Механизм раскладки крыла №4
Кинематическая схема механизма представлены на рис. 5.4.
Крыло представляет собой цельную консоль, установленную на верхней части корпуса с помощью оси поворота, размещенной в подшипниках. Консоль включает стальной лонжерон, на котором размещены ось поворота и выступы с отверстиями под штыри замков полетного положения крыла, алюминиевую обшивку, нервюры состоящие из носовых и концевых частей, стенку лонжерона, законцовки с утолщениями, переднюю и заднюю подпружиненные пружинами створки.
Для обеспечения герметичности корпуса в местах сочленения крыла с корпусом на нижней поверхности крыла установлен кольцевой профиль, входящий в отверстие в корпусе окантованное уплотнением.
На оси поворота закреплена качалка взаимодействующая с блоком поворота крыла, закрепленном на корпусе.
В стартовом положении консоль размещена вдоль корпуса и притянута к нему убирающимися замками, взаимодействующими с утолщениями законцовок крыла, а к упору повернутого положения крыла-блоком поворота крыла; створки сложены и изделие вписывается в стартовый габарит.
Механизм раскладки крыла работает следующим образом.
При подаче сигнала на блок поворота крыло поворачивается в подшипниках и становится на замки, при этом створки отжимаются корпусом и становятся в полетное положение, обеспечивая плавное обтекание крыла в зоне корпуса.
5.1.5 Механизм раскладки крыла №5
Механизм представлен на чертеже «Агрегат».
Крыло представляет собой цельную консоль, установленную на верхней части корпуса с помощью оси поворота, размещенной в крыльевой раме. Консоль включает стальной лонжерон, на котором размещены ось поворота, замки полетного положения крыла и замки стартового положения, стеклопластиковую обшивку. Механизм включает в себя так же блок раскладки. Который состоит из: фиксатора, болта разрывного, пробки, 2-х винтовых втулок, шайбы опорной, 4-х штифтов, 4-х сферических втулок, 2-х пальцев, 2-х втулок 1, цилиндра, поршня, втулки 2, оси, фланца, 2-х штырей, 2-х пробок 2 и 4-х шпилек.
В стартовом положении консоль размещена вдоль корпуса и притянута к нему убирающимися замками.
Механизм раскладки крыла работает следующим образом.
По команде на раскладку срабатывает газогенератор, продукты горения которого поступают в верхнюю газовую полость блока раскладки и через дроссельные отверстия поступают в нижнюю газовую полость, создавая в них давление. Демпфирование осуществляется за счет разности площадей верхней и нижней части поршня. В ходе нарастания давления поршень идет вниз, с помощью пальцев и винтовых втулок механизм начинает поворачиваться, тем самым срезая срезной болт, а затем происходит поворот и опускание крыла в полётное положение. После опускания происходит запирание замков полетного положения.
5.1.6 Вывод
Рассмотрев и проанализировав выше приведенные механизмы, был спроектирован механизм. Наиболее удовлетворяющий общим требованиям, предъявляемым к механизмам раскладки:
1) Минимальный занимаемый объем крыла и механизма раскладки крыла, совмещенного с блоком раскладки;
2) Минимальная масса (обшивка - стеклопластик, наполнитель - пенополиуритан, демпфирование происходит с помощью продуктов сгорания ПГГ, а не с помощью масла.);
3) Обеспечивает наилучшие аэродинамические характеристики (в связи с тем, что крыло расположено на корпусе и утоплено в него, что уменьшает лобовое сопротивление.);
4) Хорошее восприятие нагрузок, действующих на крыло в процессе раскладки и дальнейшего полета (в связи с тем, что крыло имеет цельный лонжерон, моменты, возникающие на правой и левой консоли, компенсируются друг другом и не передаются на ось складывания).
Однако, у нашего механизма есть и недостатки:
1) Ограничение по углу стреловидности, что соответственно дает ограничение в скорости полета;
2) Сложность изготовления цельного крыла (усложнение технологии и точности изготовления из-за больших габаритов крыла).
5.2 Цельноповоротное крыло с ВППОКр (винтовой привод поворота и опускания крыла)
5.2.1 Расчет геометрических параметров ВППОКр
Поворот крыла.
Qп=(4М/Нв)*tn(б+с) (1)
Qп - усилие на штоке привода при повороте крыла (кгс);
М - суммарный равновесный момент на приводе от аэродинамических сил и сил трения (кгсм);
б - угол подъема винтовой поверхности привода (°);
с - угол трения в винтовых поверхностях (°);
Нв - плечо передачи усилий по винтовым поверхностям (м);
Y - нормальная составляющая аэродинамической нагрузки на крыло (кгс);
X - сила лобового сопротивления (кгс).
Параметры винтовой передачи:
Dh=46; Dвн=36; Нв=38;
S=300 - шаг винтовой линии по линии касания сферических втулок-пальцев;
б = arctn(р* Нв/S)=21.7°
fв=0.1; с=6° тогда tn(б+с)=tn(21.7+6)=0.525
Из формулы (1) Qп=(4*М*0.525)/0.038=55.26*М (2)
M=M1П+МQ1П2 (3)
M1П - момент на ВППОКр от аэродинамических нагрузок на крыло и сил трения в опорах;
МQ1П2 - момент на приводе от усилия на штоке от второй ступени винтового преобразователя привода.
Из формулы (2) Q1П2=55.26*( M1П/2)=27.63* M1П тогда
МQ1П2= Q1П2*f*(dоп/2)
dоп - средний диаметр опоры воспринимающей силу Q1П;
dоп=0.0285 м.
МQ1П2= 27.63* M1П *0.1*(0.0285 /2)=0.0394* M1П (4)
Из формул (2, 3 и 4) Qп=55.26* M1П*(1+0.0394)=57.382* M1П (5)
M1П=± Mш+ Mиз Yтр+ MX± MY (6)
± Mш - шарнирный момент на крыле от разности сил лобового сопротивления на левую и правую консоли крыла - Xл и Xп;
MX - момент трения в опорах на оси крыла, воспринимающих силу Х;
Mиз Yтр - момент трения в опорах, воспринимающих изгибающий момент на оси крыла от разности сил Y на левой и правой консолях крыла: Yл и Yп;
± MY - момент трения в опорах на оси крыла, воспринимающих силу Y ( - сила вверх; + сила вниз);
Из аэродинамических расчетов, при углах скольжения ракеты в?±6°, разность аэродинамических нагрузок на правую и левую консоли не превышает 12%.
Т.е. Xл- Xп=0.12 X; Yл- Yп=0.12 Y;
Тогда Mш=± X*Z*0.12;
Z=0.66 м.;
+ Mш - шарнирный момент препятствующий повороту крыла;
- Mш - шарнирный момент помогающий повороту крыла;
Mш=±0.08 X (7)
Mиз Y=0.08 Y (8)
Mиз Yтр= Mиз Y*(f*D/L); с учетом формулы (8)
Mиз Yтр=0.00624* Y; (9)
MX=(RA+RБ)*( f*D/2)=Х*D*f*(0.5+(l/L));
D=0.052; l=0.088; L=0.1; f=0.15.
MX=0.010764*X (10)
MY=Y*(f*dYоп/2)
MY=±0.0021*Y (11)
Из формул 6,7,8,9,10 и 11получили:
M1П=±0.08*Х+0.010764*Х+0.00624*Y±0.0021*Y (12)
Из формулы 12 для случая “+Y” и “- Mш ”
M1П=0.090764*X+0.00414*Y, а из формулы 5
1. Qп=5.21*Х+0.2376*Y (13)
Для случая “-Y” и “- Mш ”
M1П=0.090764*Х+0.00834*Y;
2. Qп=5.21*Х+0.4786*Y (14)
Для случая “+Y” и “+ Mш ”
M1П=-0.069236*Х+0.00414*Y
3. Qп=-3.973*Х+0.2376*Y (15)
Для случая “-Y” и “+ Mш ”
M1П=-0.069236*Х+0.83*Y
4. Qп=-3.973*Х+0.4786*Y (16)
Нагрузка на ВППОКр при опускании во время раскладки крыла.
Qоп=±Y+( Mиз Y*2*f/L)+( Mш*2*fв/Hв)+((RA+RБ)*f*X);
С учетом формул 7 и 8
Qоп=(0.24±1)*Y+0.624*Х (17)
(+) когда Y направлена вверх, а (-) когда Y направлена вниз.
5.2.2 Расчет нагрузок на крыло и ВППОКр при раскладке крыла
Для упрощения расчетов нагрузок, с погрешностью в сторону увеличения нагрузок («в запас») не более 3%, приняты допущения:
1. Угол атаки б и скольжения в, при раскладке постоянны и равны максимальной величине для них.
2. Исходя из практики расчетов и статистики реальных изделий в подобных стартовых условиях максимумы углов б и в можно принять: б=±4°, в=±4°.
3. Расчетными случаями взяты:
1) б=4°, в=4° - максимально препятствующая нагрузка на ВППОКр, максимальное время раскладки и максимальный заряд ПГГ (пороховой газогенератор) привода.
Для этого случая: Qп=5.21*Х+0.2376*Y;
Qоп=0.624*Х+1.24*Y;
2) б=-4°, в=-4° - максимальная «помогающая» нагрузка на ВППОКр, определяющие максимальные динамические нагрузки и минимальное время раскладки.
Для этого случая: Qп=-2.97*Х+0.4786*Y;
Qоп=0.624*Х-0.76*Y;
3) Случай б=0°, в=0° является промежуточным и не определяющий для ВППОКр.
Графики нагружения для этих случаев представлены на рисунках: 5.5,5.6,5.7,5.8. А таблица значений представлена в табл. 5.1.
Циклограмма сигналов на стартовом участке полета при раскладке оперения и крыла.
|
Таблица 5.1
|
|
|
|
|
|
|
|
|
б=4
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
ц
|
0
|
15
|
30
|
45
|
60
|
75
|
90
|
|
|
Y
|
270
|
588
|
885
|
1140
|
1352
|
1458
|
1500
|
|
|
X
|
86
|
120
|
153
|
181
|
202
|
215
|
220
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
S
|
0
|
10
|
20
|
30
|
40
|
50
|
58
|
|
|
Y
|
1500
|
1621
|
1741
|
1862
|
1983
|
2103
|
2200
|
|
|
X
|
220
|
220
|
220
|
220
|
220
|
220
|
220
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
б=0
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
ц
|
0
|
15
|
30
|
45
|
60
|
75
|
90
|
|
|
Y
|
190
|
327
|
455
|
565
|
649
|
702
|
720
|
|
|
X
|
80
|
113
|
145
|
172
|
193
|
206
|
210
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
S
|
0
|
10
|
20
|
30
|
40
|
50
|
58
|
|
|
Y
|
720
|
841
|
961
|
1082
|
1203
|
1355
|
1420
|
|
|
X
|
210
|
210
|
210
|
210
|
210
|
210
|
210
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
б=-4
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
ц
|
0
|
15
|
30
|
45
|
60
|
75
|
90
|
|
|
Y
|
-310
|
-494
|
-665
|
-812
|
-925
|
-996
|
-1020
|
|
|
X
|
100
|
136
|
170
|
199
|
221
|
235
|
240
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
S
|
0
|
10
|
20
|
30
|
40
|
50
|
58
|
|
|
Y
|
-1020
|
-1105
|
-1189
|
-1247
|
-1358
|
-1442
|
-1510
|
|
|
X
|
240
|
240
|
240
|
240
|
240
|
240
|
240
|
|
|
5.2.3 Динамический расчет нагрузок на крыло
Расчет произведен с помощью системы САПР бригады №223, в программе Рябова Ф.А.
Исходные данные:
3.6 - диаметр цилиндра (см.);
2.8 - внешний диаметр штока (см.);
1.6 - внутренний диаметр штока (см.);
0.13 - диаметр дросселирующего отверстия (см.);
Состав газогенератора:
1.5 - внутренний диаметр шашки (см.);
3.0 - внешний диаметр шашки (см.);
2 - количество шашек (шт.);
4.00 - масса инициирующего пороха (г.);
0.0,0.0,0.,
0.0,0.0,0.0,0.,
-50 - температура №1 (°С);
4 - б, что является препятствующей нагрузкой;
70 - температура №2.
Результаты расчетов представлены в таблицах: 5.2, 5.3, и на графиках: рис. 5.9, 5.10.
5.2.4 Расчет элементов ВППОКр
По указанию консультанта, выбраны одни из наиболее нагруженных элементов конструкции: палец винтовой передачи и винтовые втулки. Палец считаем на совместный срез и изгиб, а втулки считаем на кручение боковых поверхностей (на изгиб боковину не считаем, так как втулка упирается в замкнутый цилиндр.). Нагрузки на элементы берем из динамического расчета раскладки (берем максимальное усилие).
5.2.4.1 Срез и изгиб пальцев винтового преобразователя
Qп=2470 ( в динамическом расчете это Ps).
Рп= Qп/(2*sin(б+с))
sin(б+с)= sin(21.7+6)=0.465
Рп= 1.076*Qп=1.076*2470=2657 кг.
Рпп=1.5* Рп=3986 кг.
фср= Рпп/f=3986/50.3=79.2 кг./мм2.
Материал пальца 95Х18: ув=220 кг./мм2.
Изгиб: у=М/W= (Рпп*2.5)/51.2=194.6 кг./мм2.
По третей теории прочности: у= (у2+3*ф2)0,5=238 кг./мм2
Запас прочности: з= ув/у=0.92.
5.2.4.2 Кручение боковины винтовых цилиндров
Pокр=Q/2*tn(б+с)=3705/2*tn(21.7+6)=3528.5 кг.
Mкр=(Н*Рокр)/4=38*3528.5/4=33520.75 кг.*мм
n=S/д=50/5=10;
Wкр=(1/3)*(д3*(n-0.63))=(1/3)*(53*(10-0.63))=390.4 мм3
фкр= Mкр/ Wкр= 33520.75/390.4=85.8 кг./мм2
Материал цилиндра: сталь И712 ув=110±10 кг./мм2; ув=0.7*фв;
фв=ув*0.7=100*0.7=70 кг./мм2;
Запас прочности: з=фв/фкр=0.82.
Увеличив толщину винтовой поверхности с д=5 мм. до д=5.5 мм. получим:
Pокр=Q/2*tn(б+с)=3705/2*tn(21.7+6)=3528.5 кг.
Mкр=(Н*Рокр)/4=38*3528.5/4=33520.75 кг.*мм
n=S/д=50/5.5=9.09;
Wкр=(1/3)*(д3*(n-0.63))=(1/3)*(5.53*(9.09-0.63))=469.2 мм3
фкр= Mкр/ Wкр= 33520.75/469.2=71.4 кг./мм2
Материал цилиндра: сталь И712 ув=110±10 кг./мм2; ув=0.7*фв;
фв=ув*0.7=100*0.7=70 кг./мм2;
Запас прочности: з=фв/фкр=0.98.
6.ТЕХНОЛОГИЧЕСКАЯ ЧАСТЬ
6.1 ОБОСНОВАНИЕ СХЕМЫ ЧЛЕНЕНИЯ ЛА
Так как ЛА с точки зрения технологии является довольно сложным агрегатом, то из соображений технологичности его необходимо разбить на сборочные единицы: отсеки, панели, агрегаты и т.д. В соответствии с назначением стыки бывают: конструктивные, технологические и эксплуатационные.
Можно отметить следующие причины членения ЛА на отсеки:
1. Резкая разница в конструкции отсеков и связанные с этим особенности технологии изготовления.
2. Применение различных материалов. По этой причине ЛА можно разбить на отсеки:
носовой обтекатель;
аппаратурный отсек,
отсек с целевым грузом;
отсек с ТРДД.
3. Необходимость обеспечения хорошего доступа к местам соединения и аппаратуры.
4. Необходимость обеспечения возможности независимого изготовления и транспортировки отсеков.
6.1.1 Технологическая характеристика стыков
Членение корпуса ЛА на отсеки приводит к неизбежности разъемных соединений (стыков). Стыки являются наиболее ответственными элементами конструкции и должны отвечать ряду требований. Рассмотрим эти требования применительно к разрабатываемому ЛА:
1. Обеспечение строгого взаимного положения соединяемых отсеков относительно друг друга. Для выполнения этого условия необходимо удерживать в заданных пределах такие конструктивные элементы и параметры как точность по переносу осей, точность по их смещению, и по закручиванию относительно друг друга.
2. Быстроразъемность для обеспечения сборки и разборки в процессе обслуживания при минимальной затрате времени.
3. Взаимозаменяемость и максимальное исключение подгонных работ при стыковке. Это требование связано с серийным производством ЛА. Стыковка должна происходить быстро, без задержки хода потока. К месту соединяемых элементов должен быть обеспечен свободный доступ и обеспечить возможность для осмотра и контроля места стыка.
4. Герметичность и пылевлагозащищенность. Для выполнения данного требования герметичности в конструкции ЛА применяются герметизирующие и уплотнительные кольца и шнуры, которые являются элементами отсека.
5. Минимальные габариты конструкции отсека для обеспечения наибольшей плотности компоновки оборудования при монтаже его со стороны отсека.
6.1.2 Выбор методов взаимозаменяемости по стыкам
Узлы разъемов и стыков на собранных агрегатах обрабатываются раздельно на каждом агрегате в специальном разделочном стенде. В этом случае обеспечивается полная взаимозаменяемость по стыкам и разъемам.
Собранный отсек устанавливается на ложементы разъемного стенда, выравнивается и фиксируется штифтами и прижимается рубильниками. После закрепления и установки отсека в разделочном стенде устанавливается в рабочее положение плита станка и агрегатные головки. Торец стыкового шпангоута обрабатывается фрезерной агрегатной головкой.
6.1.3 Технологическая характеристика и выбор материалов для изготовления отсеков ЛА
К материалам, применяемым для изготовления ЛА, предъявляются следующие требования:
высокая удельная прочность;
пластичность и удельная вязкость во всем диапазоне рабочих температур;
неизменность механических свойств в условиях длительной эксплуатации и хранения;
низкая чувствительность конструкции к концентрации напряжений.
Отсек 1. Обтекатель, состоящий из ситалла, выполненный путем направленной кристаллизации в заранее подготовленной форме, и металлическая часть отсека (АМГ6, состоящая стыкового шпангоута). Обтекатель вмонтирован в металлическую конструкцию при помощи завальцовки, герметизация соединения обеспечивается герметиком. Тип стыка отсеков - клиношпоночный с замком для стопорения.
Отсек 2. Предназначен для крепления аппаратуры. Отсек состоит из двух стыковых шпангоутов и обшивки, изготовленных сваркой из АМГ6. В отсеке имеется два шпангоута для крепления бортовой аппаратуры.
Отсек 3. Отсек БЧ. Состоит из двух стыковых шпангоутов и обшивки, изготовленных сваркой из АМГ6.
Отсек 4. Топливный отсек. Отсек состоит из двух стыковых шпангоутов, двух днищ бака, крыльевой рамы и обшивки, изготовленных сваркой из АМГ6.
Отсек 5. Состоит из двух стыковых шпангоутов и обшивки выполненных сваркой из АМГ6. В отсеке имеются стрингеры для крепления аппаратуры.
Отсек 6. Состоит из двух стыковых шпангоутов и обшивки выполненных сваркой из АМГ6.
Отсек 7. Состоит из стыкового шпангоута и обшивки выполненных сваркой из АМГ6. В отсеке имеется рама для крепления двигателя ТРДД и рулевых машинок.
Профиль крыла-дозвуковой формы. Крыло - однолонжеронной конструкции, состоит из лонжерона (сталь ВНС-2), обшивок (стеклопластик органит 10Т) и наполнителя (пенополиуритан ПУ-104М).
6.2 ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЙ ПРОЦЕСС СВАРКИ
Сварка производится в инертных газах с плавящимся электродом и сварочной проволокой из АМГ6. Диаметр проволоки зависит от толщины свариваемых деталей. Существует четыре типа сварных соединений: стыковое, тавровое, угловое и внахлест. В нашем случае используется два вида сварных соединений: стыковое и внахлест.
|
№№
|
Наименование операции
|
Оборудование
|
Инструмент
|
|
|
00
|
Установить передние днище в приспособление
|
Сварочный стенд
|
|
|
|
11
|
Установить обечайку1 в приспособление
|
Электро-тельфер
|
|
|
|
2
|
Зачистить торцы днища и обечайки1 адгезионным материалом
|
|
Напильник
|
|
|
3
|
Контроль ОТК. Проверить качество подготовки деталей под сварку
|
|
|
|
|
4
|
Состыковать обечайку1 и днище с помощью разжимного кольца
|
Сварочный стенд
|
|
|
|
5
|
Зафиксировать сварочные детали прижимом задней бабки
|
-“-
|
|
|
|
6
|
Прихватить детали ручной аргонодуговой сваркой
|
-“-
|
|
|
|
7
|
Контроль ОТК. Проверить качество прихватки
|
|
|
|
|
8
|
Произвести сварку кольцевого шва
|
Сварочный стенд
|
|
|
|
19
|
Визуальный контроль сварного шва
|
|
|
|
|
110
|
Установить передний шпангоут в приспособление
|
Сварочный стенд
|
|
|
|
111
|
Установить передние днище в приспособление
|
Электро-тельфер
|
|
|
|
112
|
Зачистить торцы шпангоута и днища адгезионным материалом
|
|
Щетка, напильник
|
|
|
113
|
Контроль ОТК. Проверить качество подготовки деталей под сварку
|
|
|
|
|
114
|
Состыковать передние днище и шпангоут с помощью разжимного кольца
|
Сварочный стенд
|
|
|
|
115
|
Зафиксировать сварочные детали прижимом задней бабки
|
-“-
|
|
|
|
116
|
Прихватить детали ручной аргонодуговой сваркой
|
-“-
|
|
|
|
117
|
Контроль ОТК. Проверить качество прихватки
|
|
|
|
|
118
|
Произвести сварку кольцевого шва
|
Сварочный стенд
|
|
|
|
219
|
Визуальный контроль сварного шва
|
|
|
|
|
220
|
Установить заднее днище в приспособление
|
Сварочный стенд
|
|
|
|
221
|
Установить обечайку2 в приспособление
|
Электро-тельфер
|
|
|
|
222
|
Зачистить торцы днища и обечайки2 адгезионным материалом
|
|
Напильник
|
|
|
223
|
Контроль ОТК. Проверить качество подготовки деталей под сварку
|
|
|
|
|
224
|
Состыковать обечайку2 и днище с помощью разжимного кольца
|
Сварочный стенд
|
|
|
|
225
|
Зафиксировать сварочные детали прижимом задней бабки
|
-“-
|
|
|
|
226
|
Прихватить детали ручной аргонодуговой сваркой
|
-“-
|
|
|
|
227
|
Контроль ОТК. Проверить качество прихватки
|
|
|
|
|
228
|
Произвести сварку кольцевого шва
|
Сварочный стенд
|
|
|
|
329
|
Визуальный контроль сварного шва
|
|
|
|
|
330
|
Установить задний шпангоут в приспособление
|
Сварочный стенд
|
|
|
|
331
|
Установить заднее днище в приспособление
|
Электро-тельфер
|
|
|
|
332
|
Зачистить торцы днища и шпангоута адгезионным материалом
|
|
Напильник
|
|
|
333
|
Контроль ОТК. Проверить качество подготовки деталей под сварку
|
|
|
|
|
334
|
Состыковать шпангоут и днище с помощью разжимного кольца
|
Сварочный стенд
|
|
|
|
335
|
Зафиксировать сварочные детали прижимом задней бабки
|
-“-
|
|
|
|
336
|
Прихватить детали ручной аргонодуговой сваркой
|
-“-
|
|
|
|
337
|
Контроль ОТК. Проверить качество прихватки
|
|
|
|
|
338
|
Произвести сварку кольцевого шва
|
Сварочный стенд
|
|
|
|
439
|
Визуальный контроль сварного шва
|
|
|
|
|
440
|
Установить раму в приспособление
|
Сварочный стенд
|
|
|
|
441
|
Установить обечайку1 в приспособление
|
Электро-тельфер
|
|
|
|
442
|
Зачистить торцы рамы и обечайки1 адгезионным материалом
|
|
Напильник
|
|
|
443
|
Контроль ОТК. Проверить качество подготовки деталей под сварку
|
|
|
|
|
444
|
Состыковать раму и обечайку1 с помощью разжимного кольца
|
Сварочный стенд
|
|
|
|
445
|
Зафиксировать сварочные детали прижимом задней бабки
|
-“-
|
|
|
|
446
|
Прихватить детали ручной аргонодуговой сваркой
|
-“-
|
|
|
|
447
|
Контроль ОТК. Проверить качество прихватки
|
|
|
|
|
448
|
Произвести сварку кольцевого шва
|
Сварочный стенд
|
|
|
|
549
|
Визуальный контроль сварного шва
|
|
|
|
|
550
|
Установить раму в приспособление
|
Сварочный стенд
|
|
|
|
551
|
Установить обечайку2 в приспособление
|
Электро-тельфер
|
|
|
|
552
|
Зачистить торцы рамы и обечайки2 адгезионным материалом
|
|
Напильник
|
|
|
553
|
Контроль ОТК. Проверить качество подготовки деталей под сварку
|
|
|
|
|
554
|
Состыковать раму и обечайку2 с помощью разжимного кольца
|
Сварочный стенд
|
|
|
|
555
|
Зафиксировать сварочные детали прижимом задней бабки
|
-“-
|
|
|
|
556
|
Прихватить детали ручной аргонодуговой сваркой
|
-“-
|
|
|
|
557
|
Контроль ОТК. Проверить качество прихватки
|
|
|
|
|
558
|
Произвести сварку кольцевого шва
|
Сварочный стенд
|
|
|
|
659
|
Визуальный контроль сварного шва
|
|
|
|
|
660
|
Демонтировать разжимное кольцо
|
|
|
|
|
661
|
Снять отсек со стенда
|
Электро-тельфер
|
|
|
|
662
|
Контроль ОТК. Проверить геометрические параметры отсека после отжига
|
|
|
|
|
663
|
Зачистить сварные швы стальной щеткой и напильником
|
|
Щетка, напильник
|
|
|
664
|
Установить отсек на подставку испытательного стенды
|
Электро-тельфер
|
|
|
|
665
|
Испытать на прочность внутренним гидравлическим давлением
|
Спец.стенд
|
|
|
|
666
|
Контроль ОТК. Проверить отсутствие трещин в сварных швах после гидравлических испытаний
|
|
|
|
|
667
|
Контроль ОТК. Проверить рентгенографированием сварные швы. ( При успешном контроле на герметичность при производстве рентгеноконтроль снимается.)
|
|
|
|
|
668
|
Провести контроль на герметичность методом обмыливания
|
Пневмостенд
|
|
|
|
769
|
Контроль ОТК. Проверить геометрические параметры отсека
|
|
|
|
|
770
|
Отправить отсек в цех общей сборки
|
|
|
|
|
6.3 ТРЕБОВАНИЯ К ОБЩЕЙ СБОРКИ ИЗДЕЛИЯ
Общая сборка является завершающим этапом, в процессе которого отдельные агрегаты, предварительно собранные, соединяются в готовом изделии. На общую сборку следует оставлять такие работы, как соединение отдельных агрегатов, проводок и коммуникаций, регулирование и подгонка всех механизмов и систем.
6.4 ДИРЕКТИВНЫЕ УКАЗАНИЯ НА СБОРКУ
1. Агрегаты и узлы ЛА, соединяемые по конструктивным разъемам, поступают на сборку полностью взаимозаменяемыми окончательно разделанными стыковыми узлами.
2. Все подвергающиеся испытаниям узлы и агрегаты, поступающие на сборку, должны иметь документацию о регламентах испытаний с заключением представителей ОТК о их годности.
3. Перед сборкой узлы и агрегаты должны быть подвержены внешнему осмотру. При этом не допускается:
- механические повреждения и нарушения антикоррозионных покрытий;
- отсутствие или нарушение пломбировки;
- отсутствие клейм.
4. Метод сборки. Сборка осуществляется по базовому отсеку двигателю. Аэродинамические рули заранее присоединены к рулевому отсеку, а блок аппаратуры устанавливается в аппаратурный отсек.
5. Автономные испытания. Все агрегаты должны пройти испытания на нагрузки (испытательные стенды). Отсеки проверяются на герметичность.
6. Комплексные испытания. Необходимо провести выборочные испытания ЛА на пригодно-допустимые перегрузки и герметичность с учетом нагрева.
7. Контроль геометрических и массовых параметров. Контролировать геометрические параметры оптическим методом. Массу и положение центра тяжести контролируют на специальных весах.
6.5 ЭТАПЫ СБОРКИ
1. Производят сборку рулевого отсека. Он включает рулевые приводы, аэродинамические рули.
2. Производится монтаж оборудования в топливный бак.
4. Параллельно проводится монтаж бортовой аппаратура на отсек 2, 5, 6, производится стыковка отсеков 1,2.
5. Производится монтаж оборудования на отсек 3.
6. Производится стыковка сборки отсеков 1,2 и сборка отсеков 4,5 и 6
7. Далее изделие идет на Контрольно-испытательную станцию (КИС), где происходит проверка работы электрических цепей ракеты.
8. ЛА увозится на Сборочно-снаряженную базу (ССБ), где проводится установка штатной ДУ и установка БЧ.
9. Там же производится окончательная стыковка отсека 3 с отсеками 2, 4 и отсека 7 с отсеком 6. Так же производится установка крыла.
10. Окончательная приемка.
7. ОХРАНА ТРУДА
7.1 Общие требования к охране труда
Общие требования к охране труда излагаются в государственных стандартах: ГОСТ 12.0.001-82 «Система стандартов безопасности труда. Основные положения», ГОСТ 12.0.002-80 «Термины и определения», ГОСТ 12.0.003-88 «Опасные и вредные производственные факторы», ГОСТ 12.0.004-90 «Организация обучения безопасности труда», ГОСТ 12.0.005-88 «Метрологическое обеспечение в области безопасности труда», ГОСТ 12.0.006-84.
ГОСТ 12.0.001-82 содержит:
1. общие положения о ССБТ (ССБТ -- комплекс взаимосвязанных стандартов, содержащих требования, нормы и правила, направленные на обеспечение безопасности, сохранение здоровья и работоспособности человека в процессе труда, кроме вопросов, регулируемых трудовым законодательством.)
2. Структура системы и обозначения стандартов ССБТ.
ГОСТ 12.0.003-88 определяет опасные и вредные производственные факторы и устанавливает их классификацию (физические, химические, биологические, психофизиологические).
Физические опасные и вредные производственные факторы:
- Повышенный уровень шума на рабочем месте
- Повышенная или пониженная влажность воздуха
- Отсутствие или недостаток естественного света
- Повышенная яркость света
- Пониженная контрастность
- Недостаточная освещенность рабочей зоны
ГОСТ 12.1.004--91
ПОЖАРНАЯ БЕЗОПАСНОСТЬ
Общие требования
Дата введения 01.07.92
Настоящий стандарт устанавливает общие требования пожарной безопасности к объектам защиты различного назначения на всех стадиях их жизненного цикла: исследование, конструирование, проектирование, изготовление, испытание, хранение, транспортирование, установка, монтаж, наладка, техническое обслуживание, ремонт (реконструкция), эксплуатация (применение.) и утилизация. Для объектов, не соответствующих действующим нормам, стандарт устанавливает требования к разработке проектов компенсирующих средств и систем обеспечения пожарной безопасности на стадиях строительства, реконструкции и эксплуатации объектов.
Требования стандарта являются обязательными.
7.2 Требования к охране труда при проектировании ЛА
Требования к охране труду при проектировании ЛА излагаются в государственных, отраслевых стандартах, ведомственных инструкциях и иных нормативных документах.
7.2.1 Допустимый уровень шума в помещении
Требования к уровню шума и вибрации в помещении при работе с ПК соответствуют требованиям ГОСТ 12.1.003-83ССБГ и СН 3223-85. Уровни звука и эквивалентные уровни звукового давления в помещения операторы ПК, не должны превышать 50 дБА.
Таблица 7.1
|
Эквивалентный уровень звука - 50 дБА
|
|
|
Среднегеометрические частоты октановых полос, Гц
|
31.5
|
63
|
125
|
250
|
500
|
1000
|
2000
|
4000
|
8000
|
|
|
Уровни звукового давления, дБА
|
86
|
71
|
61
|
54
|
49
|
45
|
42
|
40
|
38
|
|
|
7.2.2 Требования к параметрам микроклимат помещения
Требования к параметрам микроклимата должны соответствовать требованиям СН 4088-86 «Микроклимат производственных помещений».
Организация воздухообмена должна соответствовать требованиям СНиП 2.04.05-86 «Отопление, вентиляция и кондиционирование», а также ГОСТ 12.1.005-88 «Воздух рабочей зоны. Общие санитарно-гигиенические требования». Фактические значения параметров приведены в таблице 7.2.
Таблица 7.2.
Климатические параметры
|
Сезон года
|
Температура воздуха, С
|
Относительная влажность, %
|
Скорость ветра, м/с
|
|
|
Холодный
|
20-23
|
40-50
|
0,1
|
|
|
Теплый
|
15-30
|
40-60
|
0,1
|
|
|
Допустимые значения температур, относительной влажности и скорости движения воздуха в рабочей зоне производственных помещений указаны в таблице 7.3.
Таблица 7.3.
Допустимые значения климатических параметров в помещении
|
Период года
|
Категория работ
|
Температура воздуха, С не более
|
Относит. влажность воздуха, %
|
Скорость движения воздуха, м/с
|
|
|
Холодный
|
Легкая-1а
|
22-24
|
40-60
|
0,1
|
|
|
Легкая-1б
|
21-23
|
40-60
|
0,1
|
|
|
Теплый
|
Легкая-1а
|
23-25
|
40-60
|
0,1
|
|
|
Легкая-1б
|
22-24
|
40-60
|
0,2
|
|
|
7.2.3 Эргономические требования
Оптимальное положение оператора представлены в таблице
Оптимальные параметры рабочего места оператора ЭВМ
|
Наименование параметра
|
Базовые поверхности
|
Величина параметра
|
|
|
Высота сидения
|
От пола до плоскости сидения
|
400-500 мм
|
|
|
Высота расположения клавиатуры
|
От пола до нижнего ряда клавиатуры
|
600-750 мм
|
|
|
Удаленность клавиатуры
|
От переднего края стола до первого ряда клавиатуры
|
80-100 мм
|
|
|
Угол наклона клавиатуры
|
От горизонтали до плоскости клавиатуры
|
7-15 градусов
|
|
|
Превышение клавиатуры над столом
|
От поверхности стола до нижнего ряда клавиатуры
|
не более 20 мм
|
|
|
Глубина пространства для ног
|
От передней кромки стола до вертикальной стенки
|
не менее 400 мм
|
|
|
Удаленность экрана дисплея
|
а) От переднего края стола до экрана б) От экрана до глаз
|
500-700 мм 600 мм
|
|
|
Высота экрана дисплея
|
От пола до нижнего края экрана
|
900-1000 мм
|
|
|
Угол наклона экрана дисплея
|
От вертикальной плоскости до плоскости экрана
|
от 0 до 30 градусов
|
|
|
Высота пространства для ног
|
От пола до нижней поверхности стола
|
600-700 мм
|
|
|
7.3 Расчет числа ламп в помещении
Расчет числа ламп на рабочем месте при работе с ПК производится по методике, изложенной в СНиП II - 4- 79.
В расчете используются следующие формулы:
,
,
,
где
N - определяемое число ламп;
F - световой поток,
Fл- световой поток лампы.
F - рассчитываемый световой поток, Лм;
Е - нормированная минимальная освещенность, Лк (определяется по таблице).
S - площадь освещаемого помещения
Z - отношение средней освещенности к минимальной
К - коэффициент запаса, учитывающий уменьшение светового потока лампы в результате загрязнения светильников в процессе эксплуатации (его значение определяется по таблице коэффициентов запаса для различных помещений);
n - коэффициент использования, (выражается отношением светового потока, падающего на расчетную поверхность, к суммарному потоку всех ламп и исчисляется в долях единицы; зависит от характеристик светильника, размеров помещения, окраски стен и потолка, характеризуемых коэффициентами отражения от стен (Рс) и потолка (Рп)), значение коэффициентов Рс и Рп определяется по таблице зависимостей коэффициентов отражения от характера поверхности. Значение n определяется по таблице коэффициентов использования различных светильников.
Исходные данные:
S = 42м2
Z = 1.1
Е = 300 Лк
К = 1.5
h = 3 м
А = 6 м
В = 7 м
n = 0.28
Рс=30%,
Рп=50%.
Fл = 4320 Лк (люминесцентные лампы типа ЛБ40-1)
Тип светильника ЛПО46-20, содержащий 2 лампы ЛБ40-1
Индекс помещения I, Рс и Рп, находится по таблице n = 0.28 :
Лм
шт.
Минимальное необходимое количество ламп 18шт. типа ЛБ40-1, т.е. 9 светильников типа ЛПО46-20.
8. ЭКОНОМИЧЕСКАЯ ЧАСТЬ. «Расчет стоимости поражения цели»
В процессе создания новых технических систем необходимо проводить технико-экономическое обоснование (ТЭО) проектно-конструкторского варианта.
В связи с ограниченностью всех видов ресурсов небезразлично не только то, какие летно-технические характеристики будут иметь предпочтительный вариант, но и каких затрат требует реализация данного варианта ЛА, и в конечном счете, каких затрат требует выполнение поставленной задачи.
Таким образом необходимо учитывать в комплексе как критерии выбора по техническим параметрам, так и экономические критерии. Таким комплексным критерием технико-экономической эффективности является критерий 'стоимость поражения цели'.
8.1 МЕТОДИКА РАСЧЕТА
Сопоставим стоимость пуска проектируемой ракеты с размером ущерба, который мы можем причинить противнику.
руб.
1i - Затраты на проведение операции
[t0;tk] - Время проведения операции
i- Затраты на ЛА
nij - Наряд ЛА класса, необходимый для поражения цели типа j с заданной эффективностью.
Nсн ij (t) - Число носителей, оснащенных ЛА, принимающих участие в операции.
, где
C1i - Затраты на ЛА типа 'П-П''
руб.
Потребное число ракет, необходимых для поражения цели:
n= ln (1-W)/ In (1-W(1))+1, где
W - заданная эффективность
W(l)- располагаемая эффективность
Стоимость ЛА, в свою очередь, складывается из нескольких компонентов:
Сла=(Сокр+Снир)/N+Цотп+Цдв+Стопл+Сэкспл+Сбч, где
Сокр- затраты на опытно-конструкторские работы
Снир- затраты на научно исследовательские работы
N - программа выпуска ракет
Цотп - отпускная цена ракеты
Цдв - отпускная цена двигателя
Стопл - затраты на топливо
Сэкспл - затраты на эксплуатацию
Сбч - затраты на боевую часть.
8.1.1 Затраты на ОКР
СОКР=1,1*nОП*(СОП+48,7) (руб.)
СОП=1,14*СП (руб.)
nОП - количество ракет в опытной партии
СОП - затраты на изготовление одного опытного образца
СП - себестоимость одного образца в серийном производстве
8.1.2 Затраты на НИР
Затраты на НИР определяются исходя из затрат на ОКР и отраслевого коэффициента научно-исследовательских работ КНИР. Этот коэффициент показывает сколько рублевых затрат приходится на рубль затрат в опытно-конструкторских организациях отрасли. В нашем случае КНИР = 1.2. затраты на НИР определяются:
СНИР=кНИР*СОКР руб.
8.1.3 Отпускная цена ракеты
ЦОТП=СП+П=СП*(1+РН), где
СП - полная себестоимость ракеты
РН - коэффициент рентабельности (РН = 0,2)
Полная себестоимость ракеты рассчитывается:
СП = СЗ +СВР, где:
СЗ - заводская себестоимость ракеты
СВР - внепроизводственные расходы (-2% от плановых заводских), т.е.
СП=1,02*СЗ
Заводская себестоимость ракеты рассчитывается:
СЗ = СМ + СВГИ + СЗР + ССЭО + СЦК + СЗК + ССО + СПС + СР
СМ - затраты на материалы и полуфабрикаты. Сюда входят затраты на все основные материалы и полуфабрикаты. Их определение ведется путем расчета их расхода непосредственно на изделие, исходя из установленных норм с учетом стоимости реализации отходов и транспортно-заготовительных затрат.
СВГИ - стоимость входящих готовых изделий. На стадии серийного производства для определения расходов по статье пользуются прямым счетом на основании спецификации готовых изделий и прейскурантных цен по формуле:
руб.
- стоимость 1 кг i - го вида оборудования
mi - масса i-ro вида оборудования
ni - количество i--го вида оборудования
КТ - коэффициент, учитывающий транспортно-заготовительные затраты (КТ = 1,03)
CЗП - затраты на заработную плату основных производственных рабочих, складывающиеся из заработка по тарифу, премий и отчислений на страхование и пенсию:
СЗР=1,3*1,26*3ТФ руб.
3ТФ = T*VCP, где
VСР - средняя тарифная ставка. При производстве ЛА средний разряд работ 4, поэтому VСР = 217,39 р/час.
Т - трудоемкость изготовления ракеты по сдельным повременным работам.
1,3 - коэффициент, связанный с отчислениями по премии 1,26 - коэффициент на страхование и пенсию (единый социальный налог).
Т=72mКОНС 0,83 N-0,13 ,где
mКОНС - масса конструкции ракеты
N - программа выпуска ракет
Т - период изготовления ракеты
(ССЭО + СЦК) - затраты на содержание и эксплуатацию оборудования и цеховые косвенные затраты.
Затраты по содержанию, амортизации, текущему ремонту производственного и подъемно-транспортного оборудования, цехового транспорта и рабочих мест, по износу ценных инструментов, а также погашение стоимости и затрат по восстановлению быстроизнашиваемого оборудования, инструмента и приспособлений определяются:
ССЭО + СЦК = КЦК + 3ТФ, где
КЦК - коэффициент цеховых косвенных затрат и затрат по содержанию и эксплуатации оборудования (КЦК = 2,1)
СЗК - общезаводские косвенные затраты.
Сюда относят расходы по обслуживанию и управлению производством и по заводу в целом:
СЗК = КЗК + ЗТФ, где
КЗК - коэффициент общезаводских косвенных затрат (КЗК =2,3)
ССО - затраты на специальную технологическую оснастку. Это расходы на изготовление специальной оснастки, ее содержание и ремонт.
ССО = ССОУД*mНР, где
ССОУД - коэффициент затрат на специальную технологическую оснастку (ССОУД =1000 руб/кг)
mНР - масса неснаряженной ракеты.
СПС - постановочные затраты (на освоение новых образцов ракет).
Эти затраты включают в себя расходы по освоению ракеты в серийном производстве, по разработке технологических процессов, на разработку и размножение рабочих чертежей и все технологической документации нового изделия. Погашения этих расходов производится в течение первых 2-х лет производства. Постановочные затраты рассчитываются:
СПС = КПС*Ссо , где
КПС - коэффициент постановочных затрат (КПС = 0,35).
СР - специальные и прочие затраты.
В них входят расходы на ведение всех типов серийных испытаний ракет и на содержание отдела эксплуатации и ремонта ракет.
СР = КР*Сi, где
КР - коэффициент специальных и прочих затрат. Ci - затраты по статьям расходов заводской себестоимости.
8.1.4 Отпускная цена двигателя
ЦДВ = СОДВ*(1+РН), где
СОДВ - себестоимость серийного производства двигателей.
РН - коэффициент рентабельности (РН = 0,2)
СОДВ= 14,3*IСУММ*, где
IСУММ - суммарный импульс двигателя
б - коэффициент массового совершенства
q0 - суточный выпуск серийно освоенного двигателя.
8.1.5 Затраты на топливо
СТОПЛ = ЦТОПЛ*mТОПЛ, где
ЦТОПЛ - цена 1 кг топлива (ЦТОПЛ = 130 руб/кг)
mТОПЛ - масса топлива.
8.1.6 Затраты на эксплуатацию
СЭКСПЛ = 66,8*(mНР*L)0,214, где
mНР- масса неснаряженной ракеты. L - дальность.
8.1.7 Расчёт числа ЛА, необходимого для поражения цели
, где
WУ - заданная эффективность выполнения боевой задачи;
W1-эффективность применения одного ЛА .
8.2 ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ
WУ = 0,94 - заданная эффективность.
W1= 0,96 - располагаемая эффективность.
nЛА = 2шт- наряд ЛА
N =1000шт - программа выпуска ракет.
NОП= 10 шт - количество ракет в опытной партии.
К = 10 - коэффициент идентификации.
Таблица № 9.1 Входящие готовые изделия (ВГИ).
|
Наименование
|
Масса
|
Стоимость
|
|
|
Навигационная аппаратура потребителя
|
15кг
|
300000р/кг
|
|
|
МП
|
30кг
|
10000р/кг
|
|
|
Аккумуляторная батарея
|
15кг
|
500р/кг
|
|
|
Прочие ВГИ
|
134кг
|
5000р/кг
|
|
|
СМ - 70000 р. - затраты на материалы и полуфабрикаты.
8.3 РЕЗУЛЬТАТЫ РАСЧЕТА
СВГИ = 1,03*(15*300000+30*10000+15*500+134*5000)=
= 5587000 (р.) - стоимость входящих готовых изделий.
Т=72*mКОНС 0,83* N-0,13 = 997,16 (н/час) - трудоёмкость изготовления ракеты по сдельным и повременным работам;
mКОНС = 70 кг - масса конструкции ракеты;
N = 1000 шт - программа выпуска ракет.
ЗТФ=T*VCP=997,16*217,79=217200 (р.)- заработок по тарифу.
VСР=217,79 р/час- средняя тарифная ставка.
СЗР=1,25* 3ТФ=1,25*217200=271500(р.) - затраты на заработную плату основных производственных рабочих.
(ССЭО+СЦК)=КЦК*3ТФ=2,1*217200=456100(р.) - затраты на содержание и эксплуатацию оборудования и цеховые косвенные затраты.
СЗК=КЗК* 3ТФ=2,3*217200=499500(р.) - общезаводские косвенные затраты.
CСО= ССОУД *mНР =1000*828=828000(p.)- затраты на специальную технологическую оснастку;
ССОУД =1000 р/кг - коэффициент затрат на специальную технологическую оснастку;
mНР=828 кг- масса неснаряженной ракеты.
СПС=КПС*ССО=0,35*828000=289800(р.) - постановочные затраты (на освоение новых образцов ракет);
КПС=0,35 - коэффициент постановочных затрат.
СР=КP*Сi=15000(р.) - специальные и прочие затраты.
СЗ=70000+5587000+271500+456100+499500+828000+289800+15000=
=8017000(р.)- заводская себестоимость ракеты.
СП=1,02*С3=1,02*8017000=8418000 (р.) - полная себестоимость ракеты;
ЦОТП=СП+П=СП(1+РН)= 8418000*(1+0,2)=10100000(р.)- отпускная цена ракеты;
РН =0,15 - коэффициент рентабельности.
СОП=1,14*СП=1,14*8418000=9596000 (р.) - затраты на изготовление одного опытного образца.
СОКР=1,1*nОП*(СОП+48,7)=1,1*10*(9596000+48,7)=105600000 (р.) -затраты на ОКР.
СНИР=КНИР*СОКР= 1,2*105600000=126700000(р.) - затраты на НИР;
КНИ Р=1,2 - отраслевой коэффициент научно-исследовательских работ.
ЦДВ=1505734 (р.) - отпускная цена двигателя.
СТ=ЦТ*mТ=130*181=23530 (р.) - затраты на топливо.
СЭКСПЛ= 66,8* (mНР*L)0,214=4665 (р.) - затраты на эксплуатацию;
mНР=828 кг - масса неснаряженной ракеты;
L=500000м - дальность.
=2
В стоимость ЛА не входят затраты на боевую часть. В связи с тем, что стоимость БЧ является секретной информацией.
Сла=(105600000+126700000)/1000+10100000+1505734+23530 +4665 =11870000 - стоимость ЛА.
Стоимость поражения цели:
Спц = (Сла/7+Срак*n)*Кназ.обсл. , где
Срак. - стоимотсть одной ракеты ;
n - число ракет ;
Кназ.обсл. - коэффициент наземного обслуживания (1,2)
Спц = 23730000 (р.)
8.4 ВЫВОД
Проведя расчет стоимости поражения цели, можно сказать, что данный ЛА экономически эффективен. Это следует из того, что стоимость поражения цели ничтожно мала (23730000 р.), по сравнению с тем, какой ущерб мы можем нанести противнику, уничтожив Фрегат средней стоимостью 400 млн. долл. , что в переводе на рубли по сегодняшнему курсу ЦБ РФ( 12.12.2009г.) составляет 12084280000 р.
9. Список используемой литературы
1. И.С. Голубев, В.Г. Светлов, Проектирование зенитных управляемых ракет, Москва, Изд-во МАИ, 2001г.
2. А.Б. Гусейнов, В.Н. Трусов, Проектирование крылатых ракет с ТРД, Москва, Изд-во МАИ, 2003г.
3. М.Д. Пестов, Эффективность летательных аппаратов, Москва, Изд-во МАИ, 1993г.
4. Л.С. Чернобровкин, В.Я. Петраш, Методические указания к курсовому проекту по дисциплине: Проектирование ЛА, Москва, Изд-во МАИ, 1995г.
5. Л.С. Чернобровкин, Расчёт стартовой массы и размеров ЛА, Москва, Изд-во МАИ, 1989г.
6. М.Д. Пестов. Методика баллистического проектирования и расчета массы летательного аппарата с использованием учебной САПР. Москва, МАИ, 1986г.
7. Б.М. Авхимович. Методические указания к курсовому проекту Основы устройства и конструирование ЛА, Москва, МАИ, 1995г.
8. В.Н. Новиков, Б.М. Авхимович, В.Е. Вейтин. - Основы устройства и конструирования летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1991г.
9. А.С. Авдонин, В.И. Фигуровский. Расчет на прочность летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1985г.
10. И.С. Голубев, А.В. Самарин. Проектирование конструкций летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1991г.
11. А.А. Лебедев, Л.С. Чернобровкин. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1973г.
12. Б.М. Авхимович, В.В. Андреев, А.В. Самарин. Конструкции беспилотных ЛА. М.: МАИ, 1985г.
13. Б.М. Авхимович. Проектирование силовых элементов и узлов конструкций беспилотных летательных аппаратов. М.: МАИ, 1981г.
14. А.И. Осколков. Методические указания к дипломному проектированию по курсу «Технология производства летательных аппаратов» М.: МАИ, 1986г.
15. Сафронов В. С., Парафесь С. Г. Задачи оптимального проектирования конструкций беспилотных летательных аппаратов
16. Белов С. В. Безопасность производственных процессов, Москва, Машиностроение 1985г.
17. Анурьев В. И., Справочник конструктора- машиностроителя
18. Абибов А. Л., Технология самолетостроения
19. Саркисян С.А., Старик Д.Э., Экономика авиационной промышленности, Москва, Высшая школа, 1985г.
20. Заславский Б. В., Краткий курс сопротивления материалов
21. Юдин Е. Я., «ОХРАНА ТРУДА в машиностроении», Машиностроение, Москва, 1976г.
22. Кукин П. П., Лапин В.Л. и др., « Безопасность технологических процессов и производств (Охрана труда)», Москва, Высшая Школа, 2001г.
23. Белов С. В., «Безопасность производственных процессов», Машиностроение, Москва, 1985 г.
24. Голубев И. С., Самарин А. В., Конструкция и проектирование летательных аппаратов, Москва, Машиностроение, 1995г.
25. Лизин В. Т., Пяткин В. А., Проектирование тонкостенных конструкций, Москва, Машиностроение, 2003г.
