Разработка авиационной управляемой ракеты

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

Введение

ракета летательный аппарат автоматизированный

В военной авиации существует понятие авиационный боевой комплекс (АБК) - функционально взаимосвязанная совокупность летательного аппарата (со всеми комплектующими его системами и изделиями), технических средств обеспечения (ТСО) и инженерно-строительных сооружений, объединенных для самостоятельного или совместного с боевыми комплексами других родов войск выполнения боевых задач.

К основным типам АБК относят:

· Истребительные

· Ударные

· Разведывательные

· Военно-транспортные

Ракеты класса «воздух-воздух» входят в состав практически всех типов АБК, являются их составной частью.

Таким образом, ракета класса «воздух-воздух», сама являющаяся достаточно сложной технической системой, представляет собой подсистему, входящую в систему более высокого иерархического уровня - авиационный боевой комплекс, её характеристики должны максимально удовлетворять требованиям АБК. В составе АБК ракеты класса «воздух-воздух» обеспечивают атаку и поражение разнообразных одиночных и групповых воздушных целей (самолетов, вертолетов, крылатых ракет и др.) при автономных и групповых действиях самолетов-носителей во всем многообразии их боевого применения.

В данном дипломном проекте описан вариант разработки авиационной управляемой ракеты класса «воздух-воздух» средней дальности в соответствии с полученным техническим заданием.



1. Предварительные изыскания

1.1 Анализ технического задания

На основе тактико-технического задания были сформированы основные требования, предъявляемые к проектируемому ЛА.

Ракета должна обеспечивать перехват воздушных целей таких как высокоманевренные истребители и штурмовики, а так же малоразмерные цели, летящие с заданной скоростью в заданном диапазоне высот с превышением или принижением относительно самолёта-носителя на определённую величину и маневрирующих с определённой перегрузкой. Ракета должна обеспечивать выполнение боевой задачи днём и ночью, в простых и сложных метеоусловиях, при атаках с любого направления в передней и задней полусферах, на фоне земной и водной поверхностей, при активном информационном и маневренном противодействии противника. Так же задаётся вероятность поражения цели и дальность пуска, максимальное значение стартовой массы ракеты и тип устройства, с которого производится пуск.

1.2 Краткие сведения по существующим ракетам класса «воздух-воздух» средней дальности

Авиационная управляемая ракета средней дальности Р-77

Ракета средней дальности Р-77 (РВВ-АЕ) предназначена для поражения истребителей, штурмовиков, бомбардировщиков, самолетов и вертолетов военно-транспортной авиации противника в воздушных боях на средних дистанциях днем и ночью, в простых и сложных метеоусловиях, с любых направлений, на фоне земли и моря, при активном информационном и маневренном противодействии противника.

Ракета прошла в ГосМКБ «Вымпел» цикл создания в 1982-1989 гг. Одним из основных требований к ней была компактность, позволяющая размещать ракеты на внутренней подвеске перспективных боевых самолетов с целью повышения аэродинамических качеств и снижения заметности.

Взамен традиционных для отечественных ракет треугольных крыльев приняли трапециевидные крылья малого удлинения, по типу ранее применявшихся на американских корабельных зенитных ракетах, начиная с «Тартар». Уникальной для ракет «воздух-воздух» особенностью РВВ-АЕ являлись раскрываемые решетчатые аэродинамические рули. В сложенном положении они не выступают за поперечные габариты ракеты, определяемые размахом крыла. Наряду с малым весом и относительно небольшой длиной это обеспечивает возможность размещения большого числа ракет в внутри фюзеляжном отсеке вооружения перспективного истребителя. Кроме того, за счет малой хорды такого руля шарнирный момент мал и слабо зависит от скорости и высоты полета, а также от угла атаки. Потребный момент не превышает 1,5 кГм, что позволило применить для отклонения рулей малогабаритные и легкие электрические рулевые приводы. Рули сохраняют эффективность на углах атаки до 40°, обладают большой жесткостью, что положительно сказывается на параметрах процесса управления. Разумеется, как и всякому другому техническому решению, использованию решетчатых аэродинамических рулей свойственны и недостатки - несколько большее аэродинамическое сопротивление и увеличенная эффективная поверхность рассеяния, что, впрочем, в какой-то мере компенсируется сложенным положением рулей, способствующим размещению ракет на носителе при внутрифюзеляжной и контейнерной подвеске.

На ракете применена комбинированная система управления, обеспечивающая инерциальное наведение с радиокоррекцией на основном участке полета и, впервые в советских ракетах «воздух - воздух», активное радиолокационное самонаведение на конечном участке сближения с целью.

Принята на вооружение в феврале 1994 г. Ею оснащаются модификации истребителей 4-го поколения - МиГ-29СД (СЭ, СМ, М), Су-35, Су-37, МиГ-31М и др.

ГосМКБ «Вымпел» ведет работы по модернизации ракеты Р-77 в направлениях повышения эффективности, дальности поражения, технологичности и унификации ее применения в других комплексах. Предусматривается комплектация ракеты инфракрасной ГСН с захватом цели на траектории полета.

Ракета AMRAAM AIM-120

Управляемая всепогодная ракета (УР) класса «воздух - воздух» средней дальности AIM-120, имевшая первоначально обозначение AMRAAM (Advanced Medium-Range Air-to-Air Missile) разработана фирмой «Hughes Aircraft Co». Ракета принята на вооружение ВВС США в 1991 году.

Ракеты AMRAAM модификаций AIM-120A, А1М-120В, AIM-120B+, AIM-120C, AIM-120C-5 являются в настоящее время основным оружием «воздух-воздух» истребителей США, стран-участников НАТО и других государств (всего около 18). Перевооружение парков истребителей этих стран (F-4F, F-14D, F-15, F-16, F/A-18, «Tornado», «Harrier», JAS-39 «Grippen», JA-37 «Viggen») указанными ракетами выполнено взамен УР AIM-7F, А1М-7М «Sparrow».

По сравнению с УР «Sparrow» в AIM-120 достигнуто существенное снижение стартового веса, габаритов ракеты, повышена эффективность борьбы как с высотными энергично маневрирующими, так и с ниэколетящими целями в условиях интенсивного ведения радиоэлектронной борьбы. Это стало возможным благодаря современным достижениям в теории управления летательными аппаратами, радиоэлектронике и вычислительной технике, двигательных установках и боевом снаряжении.

В головном отсеке сосредоточена основная часть аппаратуры автономного наведения, которое осуществляется с помощью комбинированной системы - командно-инерциальной на начальном и среднем участках траектории полета и активной радиолокационной на конечном. В состав оборудования командно-инерциальной системы входят бескарданная инерциальная платформа и приемник командной линии связи, расположенный в сопловом блоке хвостовой части УР. Вес платформы, в которой применены миниатюрные скоростные гироскопы, менее 1,4 кг. Высокопроизводительная микро-ЭВМ, работающая с тактовой частотой 30 МГц, является общей для командно-инерциальной и радиолокационной систем. Она выполняет все функции управления, командной связи, обработки сигналов радиолокационной аппаратуры и взрывателей, а также встроенного контроля при проверке работоспособности основных узлов и блоков аппаратуры. Введение такой микро-ЭВМ, позволило существенно увеличить количество параметров, используемых для расчета наиболее оптимальной траектории наведения в зависимости от взаимного расположения ракеты и цели в точке встречи, их скоростей и направлений полета. Эта ЭВМ может выбирать такую траекторию наведения, при которой ракета настигнет цель под ракурсом, дающим наибольший эффект для поражения боевой частью.

Приемник командной линии связи используется в случае необходимости коррекции траектории полета УР на среднем участке. Активная радиолокационная аппаратура, обеспечивающая полностью автономное наведение ракеты после надежного захвата цели, включает антенну с высокочастотными каскадами приемника и передатчик. Антенна радиолокационной аппаратуры размещается под радиопрозрачным обтекателем), изготовленным из керамики, армированной стекловолокном.

В отсеке БЧ находятся собственно боевая часть, неконтактный радиолокационный взрыватель, а также элементы предохранительно-исполнительного механизма и пиротехнической цепи. БЧ осколочного типа направленного действия, при котором разлет готовых осколков производится в узком круговом или ограниченном секторе. Причем последнее возможно лишь при подлете ракеты к цели под строго определенным ракурсом. При прямом попадании УР в цель срабатывает контактный взрыватель. Двигательная установка представляет собой двухрежимный твердотопливный ракетный двигатель с высоким удельным импульсом, работающий на малодымном без окиси алюминия топливе весом 45 кг.

Ракета MICA

Авиационная ракета MICA «двойного назначения» (малой / средней дальности) предназначена для перехвата и уничтожения высокоманевренных пилотируемых и беспилотных средств противника днем и ночью, с любых направлений, в переднюю и заднюю полусферы, на фоне земли и при активном радиоэлектронном противодействии.

Разработка управляемой ракеты (УР) MICA (Missile d' Interception et de Combat Aerien) была начата в инициативном порядке фирмой «Matra» в 1982 году. Данная система вооружения создавалась как единая для замены ракет малой дальности «Magic-2» и средней дальности «Super 530D/F». Полномасштабные работы по программе MICA в соответствии с заданием ВВС и ВМФ Франции были развернуты с 1987 г.

Летные испытания УР MICA начались в 1991 году. Ракета была принята на вооружение в варианте MICA-IR в 1998 г. и в варианте MICA-EM в 1999 г. Ракетой вооружены самолеты «Mirage» 2000-5/9, «Rafale-M», «Mirage-F1», «Mirage-III», «Mirage-V», «Harrier», «Jaguar». Возможна также ее установка на самолеты «Hawk», F-16.

Совмещение в ракете MICA функций оружия средней дальности и оружия ближнего маневренного боя, наличие модификаций с различными головками самонаведения, реализация автономных режимов применения в соответствии с принципом «пустил-забыл», малые габаритные размеры и масса делают ракету весьма привлекательной на рынках вооружений, особенно в регионах Ближнего и Среднего Востока, Южной и Юго-Восточной Азии. Ракета MICA может составить реальную конкуренцию российским ракетам РВВ-АЕ и модернизированной Р-73. Вопрос сопряжения с носителями российского производства является решаемой технической задачей.

Ракета MICA выполнена по нормальной аэродинамической схеме и оснащается крестообразным широкохордным крылом малого удлинения. В носовой части корпуса установлены плоскости дестабилизатора, имеющие в плане прямоугольную форму. В средней части ракеты расположен РДТТ фирмы «Protac», снаряжаемый зарядом малодымного смесевого топлива. РДТТ обеспечивает максимальную скорость полета ракеты равную M=3.5-4. В хвостовой части расположены аэродинамические рули, блок системы управления вектором тяги двигателя (СУВТ) и приемник линии передачи данных. СУВТ включается сразу после схода ракеты с пусковой направляющей и вместе с аэродинамическими рулями обеспечивает маневрирование ракеты с перегрузкой до 50g.

Боевая часть - осколочно-фугасная, взрыватель - активный радиолокационный.

Для подвески ракеты служат подкрыльевые рельсовые пусковые установки, обеспечивающие запуск с перегрузкой до 9g, или пневматические катапультные, обеспечивающие запуск из внутренних отсеков носителя (до 4g). Электрические разъемы и узлы подвески УР MICA совместимы с ракетами AIM-9, «Super 530» и «Magic».

Для управления ракетой используется комбинированная система управления: командно-инерциальная система на начальном участке траектории и система самонаведения на конечном участке. В зависимости от варианта ракета может оснащаться активной импульсно-доплеровской ГСН (MICA EM) или тепловизионной ГСН (MICA IR). Ракета MICA может применяется в следующих режимах:

· Пуск по цели за пределами визуальной видимости с захватом цели головкой самонаведения на траектории по целеуказанию от инерциальной системы и получением команд коррекции с самолета-носителя в случае изменения траектории цели.

· Пуск по цели за пределами визуальной видимости с захватом цели головкой самонаведения на траектории без использования линии передачи данных. В этом режиме ракета применяется в соответствии с принципом «пустил-забыл», траектория полета на маршевом участке оптимизирована для достижения максимальной дальности.

· Пуск с захватом цели ГСН ракеты на подвеске самолета-носителя по информации от прицельных систем носителя, носитель после пуска - автономен.

· Пуск с захватом визуально наблюдаемой цели ГСН ракеты на подвеске самолета-носителя с использованием нашлемной системы целеуказания (НЛЦ).

Ракета PL-12

Разработана в Китае для вооружения ВВС Народно-освободительной армии Китая (PLAAF) и Пакистанских ВВС (PAF). PL-12 внешне очень похожа на ракету AIM-120 AMRAAM, оснащается двухрежимным твердотопливным двигателем китайской разработки. В середине 2002 года были произведены первые пуски PL-12 с борта многофункционального истребителя Су-30МКК (J-13) ВВС Китая.

Ракета PL-12 (на экспорт предлагается под названием SD-10A - «ШэДянь-10») является новой китайской разработкой, оснащаемой активной радиолокационной головкой самонаведения (на начальном этапе полета наведение - инерциальное, с радиокоррекцией), и близка по характеристикам и боевым возможностям к российской РВВ-АЕ и американской AIM-120 AMRAAM. К ее созданию в Китайской академии ракет «воздух-воздух» в Лояне приступили в 1997 г., а в августе 2005 г. после серии успешных пусков с борта истребителей испытания ракеты были завершены. PL-12 находится на вооружении ВВС НОАК с 2005 г. и помимо J-10 может применяться с истребителей J-8F и J-11B.



1.3 Выбор и обоснование опорного облика проектируемого ЛА

Под обликом летательного аппарата понимается совокупность геометрических и функциональных характеристик, отражающих его схему, общий вид, структуру, принципы устройства и функционирования.

Выбор облика опорного варианта является сложной многокритериальной задачей. В облике проектируемого ЛА необходимо соблюсти все требования ТЗ, при этом реализовать максимально оптимальную компоновку с точки зрения массы, стоимости, эффективности и других параметров качества.

Современные ракеты средней дальности класса «воздух-воздух» в свою очередь обладают рядом особенностей, которые следует учитывать при обликовом проектировании. К ним относятся:

· базирование на самолете-носителе

· высокие маневренные перегрузки

· длительный срок службы

1. Базирование на самолете-носителе

Данная особенность предполагает проектирование максимально компактного и легкого ЛА, для уменьшения нагрузки на самолет-носитель и увеличение его тактико-технических характеристик. Также следует учитывать, что старт с самолета-носителя предполагает наличие пускового устройства, что в свою очередь накладывает ограничение на конструкцию узлов крепления проектируемого ЛА.

2. Высокие маневренные перегрузки

Для эффективного перехвата цели в любых полетных условиях, необходимо обеспечить максимально возможные располагаемые продольные и маневренные перегрузки. Эта особенность, предполагает проектирование прочной конструкции, с использованием наиболее технологичных конструкционных материалов. Здесь же необходимо принять во внимание тот факт, что обеспечение необходимых потребных перегрузок возлагается на ДУ и органы управления, которые также необходимо реализовать наиболее оптимальным образом.

3. Длительный срок службы

Эта особенность относится в первую очередь к материалам, используемым в качестве топлива для всевозможных установок и устройств, расположенных на борту ЛА. Также здесь предполагается применение максимально надежных деталей и элементов, используемых при создании ЛА.

Рассмотрев возможные особенности и ограничения, изложенные выше, можно сделать вывод, что выбор опорного варианта ЛА является основополагающей и комплексной задачей, предполагающей наличие серий компромиссов, направленных на сглаживание противоречий, возникающих при оценке характеристик ЛА с помощью критериев качества. Следует отметить тот факт, что ошибка в выборе облика ЛА не может быть исправлена на последующих этапах проектирования, что делает эту задачу наиболее ответственной из всех, решаемых задач для создания современного перспективного ЛА.

Выбор аэродинамической схемы ЛА

Центральной задачей синтеза облика является выбор схемы ЛА - важнейшей комплексной характеристики облика, которая определяет способ создания управляющих сил и моментов, обеспечивающих управляемый полет. В зависимости от специфики применения ЛА схемы различаются способами создания управляющих сил и моментов, т.о. существуют:

· Аэродинамическая схема

· Газодинамическая схема

· Комбинированная (аэрогазодинамическая) схема

Широкое применение в разработке ракет класса «воздух-воздух» получили аэродинамические схемы, ввиду требований наилучшего заполнения, надежности и простоты эксплуатации, удобства хранения и простоты изготовления.

Аэродинамические схемы ЛА как правило классифицируются по единственному признаку - расположению несущих поверхностей и органов управления и стабилизации. На сегодняшний день основными аэродинамическими схемами ЛА, применяемыми для авиационных

управляемых ракет (АУР) являются:

· Нормальная схема

· Схема «утка»

· Схема «бесхвостка»

· Схема с поворотным крылом

Ниже следует краткое описание характера этих схем.

Нормальная схема

Характерной чертой данной схемы является расположение несущих поверхностей вблизи центра масс ЛА, а органов управления и стабилизации на значительном расстоянии сзади. Изображение данной схемы представлено на рисунке 1.1.

Рисунок 1.1. Нормальная схема

Схема «утка»

Особенностью схемы является расположение рулей перед несущими поверхностями и центром масс. На рисунке 1.2 приведено изображение схемы.

Рисунок 1.2. Схема «утка»

Схема «бесхвостка»

Схема характеризуется применением треугольных крыльев малого удлинения с большим сужением и дозвуковой передней кромкой для снижения индуктивного сопротивления. Крылья имеют большую бортовую хорду, которая позволяет вовлекать значительную часть корпуса в создание подъемной силы за счет интерференции с крыльями. Органы управления организованы заодно с крыльями, в виде элеронов. Изображение данной схемы представлено на рисунке 1.3.

Рисунок 1.3. Схема «бесхвостка»

Схема с поворотным крылом

Несущие поверхности данной схемы расположены впереди от центра масс, они же являются органами управления, сзади располагаются стабилизаторы. На рисунке 1.4 изображена схема с поворотными крыльями.

Рисунок 1.4. Схема с поворотным крылом

Данные аэродинамические схемы имеют свои достоинства и недостатки, которые следует учитывать при проектировании ЛА. Далее следует краткий анализ основных характеристик и выводы.

Сравнение основных характеристик аэродинамических схем

Оценка несущей способности

Несущая способность ЛА - это максимальная подъемная сила, создаваемая сбалансированным ЛА. Математически данная характеристика представляется выражением:

где - коэффициент потерь на балансировку, характеризующий относительную долю и знак подъемной силы, создаваемой органами управления.

Анализ различных схем показывает, что наибольшее значение максимальной подъемной силы в балансировочном режиме имеет схема «бесхвостка». Это осуществляется за счет увеличенной длины бортовой хорды крыла, которая позволяет вовлекать значительную часть корпуса в создание подъемной силы. Нормальная схема и схема «утка» имеют примерно одинаковые показатели несущей способности. Худшее значение подъемной силы наблюдается у схем с поворотными крыльями.

Оценка аэродинамического качества

Аэродинамическим качеством ЛА называется отношение коэффициента подъемной силы к коэффициенту лобового сопротивления

Значение аэродинамического качества ЛА определяет энергетические затраты при полете, летные характеристики (максимальную дальность), а также маневренные свойства.

Сравнение схем по данному параметру целесообразно проводить при постоянном коэффициенте подъемной силы (. Очевидно, что максимальное значение аэродинамического качества будет наблюдаться у схемы с минимальным коэффициентом лобового сопротивления. С этой точки зрения выигрышной является нормальная схема, так как угол атаки на рулях вычитается из общего угла атаки, что сводит индуктивное сопротивление к минимуму, относительно других схем. Обратная картина наблюдается для схемы «утка». Однако худшее значение аэродинамического качества имеет схема с поворотными крыльями.

Оценка продольной статической устойчивости

Летательный аппарат называют статически устойчивым, если момент аэродинамических сил, возникающий при угловом отклонении от положения равновесия, направлен в сторону положения равновесия.

Для оценки продольной статической устойчивости различных схем воспользуемся понятием степени продольной статической устойчивости. Степень продольной статической устойчивости определяется расстоянием между центром тяжести ЛА и фокусом, выраженным в долях САХ, либо в долях длины фюзеляжа.

Ниже приведены статистические значения степени статической устойчивости для каждой из схем:

· Нормальная схема

· Схема «утка»

· Схема с поворотным крылом

· Схема «бесхвостка»

Оценка величины шарнирных моментов

Величина шарнирных моментов оказывает прямое влияние на массу рулевых приводов и источников питания для них.

Если предположить, что зависимость между величиной шарнирного момента М_Ш и углами б и д линейная, то соответствующее выражение будет иметь вид:

Анализ данного приближенного выражения показывает, что минимальное значение шарнирных моментов наблюдается в нормальной схеме, так как габариты органов управления малы, а знаки углов б и д противоположны.

Наибольших значений, шарнирные моменты достигают в схеме с поворотными крыльями из-за очевидного превышения габаритов рулей в других схемах.

Оценка продольного демпфирования

Как известно демпфирующие моменты возникают при колебаниях ЛА относительно оси OZ, их оценку рационально проводить с точки зрения величины вращательных производных .

Наименьшие значения этих производных наблюдаются в нормальной схеме, так как крылья расположены вблизи центра масс, а рули имеют малую площадь.

Наибольшие значения вращательных производных имеют место в схеме с поворотными крыльями.

Моменты крена от косой обдувки

Возникают при несимметричном обтекании крыльев и корпуса, при одновременном управлении по двум продольным каналам и маневре ракеты.

Наибольшие значения таких моментов возникают в схемах «утка» и с поворотными крыльями, а наименьшие соответственно в нормальной схеме и схеме «бесхвостка».

Сравнение динамических характеристик различных схем

Для оценки и сравнения динамических свойств ЛА различных аэродинамических схем проведем анализ свойств передаточных коэффициентов и переходных процессов.

Передаточные коэффициенты по углу атаки и нормальной перегрузке

Данные параметры играют важную роль при проектировании системы управления (СУ). Они характеризуют управляемость ЛА.

Передаточный коэффициент по углу атаки равен балансировочному отношению:

Передаточный коэффициент по нормальной перегрузке - отношение балансировочной управляющей силы к весу ЛА и углу отклонения руля:

С позиции СУ, необходимо, чтобы диапазон изменения в процессе полета был как можно меньше. Известно, что интенсивность изменения передаточного коэффициента существенно зависит от степени статической устойчивости ЛА. Отсюда можно сделать вывод, что схема с поворотным крылом, имеющая наибольшую степень продольной статической устойчивости, может обеспечить наименьший диапазон изменения передаточного коэффициента по нормальной перегрузке.

Следует отметить, что для передаточного коэффициента по углу атаки прослеживается похожая зависимость от степени продольной статической устойчивости.

Оценка качества переходных процессов

Для оценки данной динамической характеристики рассмотрим переход из одного установившегося режима полета в другой при ступенчатом отклонении органов управления. Переходный процесс - это промежуточный участок полета ЛА, по окончании которого устанавливается новый режим полета. Для оценки и описания качества переходных процессов пользуются следующими характеристиками:

· быстрота реакции ЛА на отклонение органов управления

· динамические забросы перегрузки

· быстрота затухания переходных процессов.

Быстрота реакции ЛА на отклонение органов управления

Этот показатель определяется двумя факторами:

· величиной

· периодом собственных колебаний T_С

Чем быстрее ЛА реагирует на отклонение рулей, тем больше величина . С этой точки зрения выигрышной является схема с поворотными крыльями. Значительно хуже по этому показателю схема «утка» и еще хуже нормальная схема и схема «бесхвостка».

По статистике наибольшая перегрузка достигается через половину периода после начала переходного процесса. Таким образом меньшему значению периода свободных колебаний, соответствует большее значение интенсивности нарастания перегрузки.

Здесь также схема с поворотными крыльями преобладает по этому показателю над остальными. Худшими также являются нормальная схема и схема «бесхвостка.

Динамические забросы перегрузки

Относительным забросом перегрузки, или перерегулированием по перегрузке называют величину:

Из приведенного выражения легко выражается максимальная перегрузка в переходном процессе . Из этого следует, что чем меньше величина , тем соответственно меньше . Таким образом, уменьшая , появляется возможность облегчить конструкцию планера.

В схеме с поворотными крыльями заброс перегрузки меньше, чем в других схемах, из-за больших значений ?. Худшими опять же являются «бесхвостка» и нормальная схема.

Быстрота затухания переходного процесса

Так как наибольшие демпфирующие моменты возникают у аппаратов с поворотными крыльями, то и переходные процессы при этой схеме затухают быстрее всего. Наименьший коэффициент затухания имеет место у аппаратов нормальной схемы, а схемы «утка» и «бесхвостка по этому признаку занимают промежуточное положение.

Вывод об оценке качества переходных процессов

Обобщая все выше написанное, можно сделать вывод о том, что схема с поворотными крыльями обеспечивает наилучшее качество переходных процессов. Схема «утка», хотя и уступает по качеству переходных процессов схеме с поворотными крыльями, но все же имеет некоторые преимущества перед обычной схемой.

На рисунке 1.5 изображены виды переходных процессов для каждой из рассматриваемых схем. 1 - нормальная схема, 2 - «бесхвостка, 3 - «утка», 4 - схема с поворотным крылом.



Рисунок 1.5. Виды переходных процессов

Нормальная схема

Достоинства:

· высокое аэродинамическое качество

· малые шарнирные моменты рулей

· простое управление по крену

Недостатки:

· Рули находятся в скошенном крылом потоке

· Трудности с размещением рулевых приводов.

· Динамика установления перегрузки хуже, чем в других схемах

Схема «утка»

Достоинства:

· рули в невозмущенном потоке

· удобство компоновки

Недостатки:

· низкое аэродинамическое качество

· трудность в стабилизации по крену

Схема «бесхвостка»

Достоинства:

· высокая несущая способность

· хорошие условия подвески

· простое управление по крену

Недостатки:

· излишняя статическая устойчивость

· несколько большая масса по сравнению с «обычной схемой»

· существует потеря подъёмной силы на балансировку

Схема с поворотным крылом

Достоинства:

· хорошие условия для применения ПВРД

· быстрота образования подъёмной силы

· схема обладает высокой маневренностью

Недостатки:

· низкая несущая способность.

· большой шарнирный момент.

· худшее аэродинамическое качество

В результате анализа аэродинамических схем и специфики применения проектируемого ЛА, принимая во внимание, то что ракета должна обеспечивать перехват цели на расстоянии свыше 100 км, то в качестве опорного варианта аэродинамической схемы была выбрана - нормальная аэродинамическая схема.

Данная схема, по сравнению с остальными обладает наибольшим аэродинамическим качеством, а значит, применение данной схемы способствует увеличению дальности поражения цели при прочих равных условиях.

Выбор типа двигательной установки

Для классификации современных двигательных установок управляемых ракет воспользуемся методом дихотомии - разделим все существующие двигательные установки на две взаимоисключающие друг друга группы. Критерием такого деления выберем тип топлива двигательной установки. На сегодняшний день известно два типа топлива для современных управляемых ракет - жидкое и твердое. Таким образом, получены два типа установок - ДУ на жидком топливе и ДУ на твердом топливе. Исходя из требований на хранение и габариты ЛА класса «воздух-воздух» следует невозможность применения ДУ на жидком топливе. В свою очередь ДУ на твердом топливе применяемые для ракет класса «воздух-воздух» возможно, выполнить в двух вариантах - ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) и ракетно-прямоточные двигатели твердого топлива (РПДТ). На рисунке 1.6 представлены типовые схемы этих двигателей.

Рисунок 1.6. Типовые схемы рассматриваемых двигателей: а) РДТТ; б) РПДТ

Сравнение характеристик РПДТ и РДТТ показывает, что удельные импульсы ракетно-прямоточных двигателей существенно выше ракетных, однако РПДТ имеют значительно большую массу и габариты, а также имеют ограничения по углам атаки.

Проанализировав техническое задание и сравнив между собой двигатели, было принято решение реализовать проектируемый ЛА с двигателем твердого топлива, что в свою очередь позволит сократить стартовую массу.

Выбор типа системы управления и наведения ракеты на цель

При выборе системы управления, следует еще раз заметить, что проектируемый ЛА базируется на самолете-носителе, который в свою очередь имеет на борту собственную систему для обнаружения целей, как правило, этой системой является мощная радиолокационная станция (РЛС). Эта особенность ракет класса «воздух-воздух», позволяет сделать вывод, что для уменьшения габаритов бортового оборудования системы управления ракетой, следует использовать систему наведения самолета-носителя, по крайней мере, на некотором участке. Такую систему наведения называют комбинированной, на данный момент она широко применяется при проектировании ракет класса «воздух-воздух». На рисунке 1.7 представлена схема функционирования комбинированной системы наведения.

Рисунок 1.7. Схема функционирования комбинированной системы наведения

Таким образом, на проектируемой ракете будет реализована инерциальная система управления (ИСУ) совместно с активной головкой самонаведения (АРГС).

Выбор типа рулевого привода

Рулевой привод - устройство, которое предназначено для перемещения

рулевых поверхностей летательного аппарата с заданной точностью. В качестве приводов рулевых поверхностей ракеты в зависимости от источника энергии, используются три типа приводов:

· пневматический;

· гидравлический;

· электрический.

Пневматический привод

Достоинства:

· высокое быстродействие

· большая мощность

Недостатки:

· высокие требования по обеспечению безопасности в эксплуатации и хранении

· необходим дополнительный тракт для проверок и отладок

· ограничение по времени работы

Гидравлический привод

Достоинства:

· высокое быстродействие

· наибольшая мощность

Недостатки:

· низкий КПД

· сложность конструкции

· ухудшение параметров при работе в экстремальных условиях

· трудности в хранении

· необходим дополнительный тракт для проверок и отладок

Электрический привод

Достоинства:

· высокие эксплуатационные качества

· возможность длительного хранения

· возможность использования одного вида энергии на борту ЛА

· простота в осуществлении контроля и ремонта

Недостатки:

· ограниченность зоны применения

Исходя из выше написанного, имеет смысл применить электромеханический рулевой привод.

Выбор типа боевой части

Боевое оснащение ракеты включает в себя боевую часть (БЧ) и сопутствующую ее эффективному применению аппаратуру, в виде взрывателя и предохранительно-исполнительного механизма (ПИМ).

На сегодняшний день существуют четыре разновидности БЧ:

· фугасные БЧ

· осколочные БЧ

· комбинированные БЧ

· кумулятивные БЧ

Исходя из особенностей действия данных БЧ и характеристик воздушной цели (высокая скорость и маневренность), применение фугасных, осколочных и кумулятивных БЧ в заданных условиях неэффективно и ограниченно. Таким образом наиболее рациональным вариантом БЧ для ракеты класса «воздух-воздух» является применение комбинированных БЧ.

Выбор боевой части существенно зависит от типа поражаемой цели, в данном случае целью являются воздушные объекты, характеризующиеся высокой маневренностью. Из этого следует, что применение обычной фугасной БЧ может быть неэффективно, ввиду возможности полета цели на больших высотах, где атмосфера значительно разрежена. Для поражения таких целей следует применять осколочно-фугасную БЧ, а в частности для большей эффективности ее разновидность - стержневую БЧ.

Рисунок 8. Схема раскрытия стержней

Стержневые БЧ (СБЧ) предназначены для действия по панелям ЛА. Основным элементом стержневой БЧ является набор стержней, которые при подрыве образуют сплошное или прерывистое кольцо в воздухе, разрезают силовую обшивку планера и совместно с фугасным воздействием вызывают разрушение цели.

1.4 Предварительная компоновочная схема

После анализа облика летательного аппарата можно перейти непосредственно к его предварительной компоновке, т.е. определится с назначением и функциями каждого из отсеков ракеты.

Первый отсек

Первый отсек ракеты представляет собой комбинацию из радиопрозрачного обтекателя и небольшого аппаратурного отсека. Здесь будет находиться активная радиолокационная головка самонаведения и сопутствующая ей электронная аппаратура.

Второй отсек

Второй отсек является многофункциональным аппаратурным отсеком. Здесь следует разместить следующую бортовую аппаратуру:

· неконтактный взрыватель

· инерциальная система управления

· блокировочное устройство

· блок автоматики

· отрывной разъем

Третий отсек

Представляет собой отсек с целевым грузом, а именно с боевой частью. Здесь содержится непосредственно стержневая боевая часть и здесь же размещается предохранительно-исполнительный механизм (ПИМ).

Четвертый отсек

Здесь реализована камера сгорания РДТТ, узлы подвески ракеты под носителем и несущие поверхности. При этом узлы подвески будут расположены в вертикальной плоскости симметрии ракеты, а крылья - по схеме «Х», т.е. в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, повернутых относительно плоскости узлов подвески на угол 45°.

Пятый отсек

В этом отсеке будут располагаться блок рулевых приводов (БРП), газовод двигательной установки, сопловой блок, также возможно размещение части бортовой аппаратуры типа источников электропитания, чекового устройства, блока стабилизаторов.



2. Общее проектирование

После выбора и обоснования компоновки настоящего ЛА можно приступить проектированию ракеты в системе САПР-602. Целью проектирования является определение траектории, профиля скорости, программы работы двигателя и получение остальных зависимостей. А также получение массовых и габаритных характеристик ЛА.

Автоматизированное проектирование ЛА представляет собой многоэтапный итерационный процесс, центральное место в котором занимают задачи формирования облика и расчета характеристик ряда альтернативных вариантов ЛА. Последовательность решения задачи показана на схеме ниже.

2.1 Особенности программы проектирования ЛА класса «воздух-воздух» в САПР-602

Реализация проектирования ЛА класса «воздух-воздух» в данном дипломном проекте осуществляется при помощи автоматизированного алгоритма проектирования. Стоит заметить, что используемый алгоритм, как и любой другой, обладает рядом ограничений и допущений, изложенных ниже.

I. Скорость полета на всей траектории наведения должна быть достаточной, для того чтобы ГСН непрерывно следила за целью. По мере падения скорости (на пассивном участке полета) потребный угол отклонения следящего устройства ГСН (угол пеленга о) возрастает и может достигнуть предельно допустимого значения о_ГСН, ограниченного конструкцией ГСН. При этом произойдет срыв наведения. Связь между углом пеленга и скоростью ЛА при наведении методом пропорционального сближения выражается формулой:

где з_ц - курсовой угол цели, в - угол скольжения

Опыт расчетов показывает, что условие о ? о_ГСН - До труднее всего выполнить при атаке цели на попутно-пересекающихся курсах при маневре цели в сторону ЛА, т.е. при з_ц > 0.

II. Превышение скорости ЛА над скоростью цели при полете вдогон должно быть порядка 150…200 м/с из условий эффективного срабатывания неконтактного взрывателя.

Для перехвата воздушной цели необходимо обеспечить определенные скоростные и маневренные характеристики ЛА. Требуемая маневренность достигается правильным выбором удельной нагрузки на крылья

Особенность проектирования ЛА класса «воздух-воздух» состоит в том, что расчетные условия для определения P и м_т существенно различны. Так, при определении м_т расчетными являются минимальная высота из заданного диапазона и соответствующие характеристики цели и носителя. Для определения величины P необходимо брать в качестве расчетной максимальную высоту.

В излагаемой методике проектирования сделаны следующие допущения:

a) Рассматривается полет ЛА и цели в горизонтальной плоскости

b) Скорость цели и радиус кривизны ее траектории постоянны. Эти величины связаны между собой соотношением

c) В качестве расчетных траекторий при определении м_т берется лишь две из множества: полет вдогон по не маневрирующей цели (прямолинейная траектория, соответствующая максимальному времени полета) и полет на пересекающихся курсах при заданном начальном курсовом угле цели и маневре цели с перегрузкой

d) В качестве расчетных траекторий при определении удельной нагрузки на крылья принимаются две траектории на максимальной высоте полета: полет навстречу цели с минимальной дальности стрельбы и полет на встречно- или попутно-пересекающихся курсах с постоянной перегрузкой цели.

Расчетные траектории полета ЛА

Рассмотрим более детально траектории, выбранные для расчета, из всего множества возможных траекторий.

1-ый расчетный случай

За расчетную траекторию здесь принимается полет по прямолинейной горизонтальной траектории ЛА вдогон по не маневрирующей цели. Схема на рисунке 2.1 иллюстрирует полет ЛА по траектории соответствующей 1-му расчетному случаю.



Рисунок 2.1. 1-ый расчетный случай

2-ой расчетный случай

Полет происходит на пересекающихся курсах, при этом цель совершает маневр с постоянной перегрузкой n_Ц, соответствующей максимально возможной перегрузке цели. На рисунке 2.2 схематично изображена траектория, соответствующая 2-му расчетному случаю.

Рисунок 2.2. 2-ой расчетный случай

3-ий расчетный случай

Полет происходит на встречных курсах, при этом в ТЗ задается угловая ошибка пуска Дш. При наведении ЛА цель совершает маневр (разворот в горизонтальной плоскости) с боковой перегрузкой n_ц в сторону, обратную направлению угловой ошибке пуска. Схема на рисунке 2.3 соответствует 3-ей расчетной траектории.



Рисунок 2.3. 3-ий расчетный случай

4-ый расчетный случай

Пуск ЛА осуществляется на пересекающихся курсах, при этом цель выполняет маневр с боковой перегрузкой n_ц, причем при пуске ЛА из задней полусферы разворот должен осуществляться в сторону ЛА (рисунок 2.4а), а при пуске в задней полусфере - от ЛА (рисунок 2.4б). Это приводит к возрастанию потребной перегрузки ЛА.

Рисунок 2.4. 4-ый расчетный случай



2.2 Задание на генерацию

*grfile

*T751

*T750

*T443, T440, T553, T444

*T445, T549, B321, T554

*T551, T741

*B505, B502, B331, T743, B342

*T555, T350, B301g, T556

*T562, B354, T752, T561

*T545, T540, T557, T563, T547

*T756, T643, T560, T754

*T383, T552

*B361, B362

*B364, B365

*B376, T755

*B381, T716, B391

*B605l

*B609l

*graf2

*B707

2.3 Исходные данные

DT0	HAЧAЛЬHЫЙ ШAГ ЧИCЛEHHOГO ИHTEГPИPOBAHИЯ	0.2	[C]
VH1	CKOPOCTЬ HOCИTEЛЯ HA MИHИMAЛЬHOЙ BЫCOTE ПOЛETA	500	[M/C]
VC1	CKOPOCTЬ ЦEЛИ HA MИH.BЫCOTE EE ПOЛETA	400	[M/C]
NC1	MAHEBPEHHAЯ ПEPEГPУЗKA ЦEЛИ HA MИH.BЫCOTE	12	[Б/P]
DSTR	ДИCTAHЦИЯ CTPEЛЬБЫ	8000	[M]
HMIN	BЫCOTA ПOЛETA MИHИMAЛЬHAЯ	100	[M]
HMAX	BЫCOTA ПOЛETA MAKCИMAЛЬHAЯ	25000	[M]
VHM	CKOPOCTЬ HOCИTEЛЯ HA MAKCИMAЛЬHOЙ BЫCOTE ПOЛETA	700	[M/C]
VCM	CKOPOCTЬ ЦEЛИ HA MAKC.BЫCOTE EE ПOЛETA	600	[M/C]
NCM	MAHEBPEHHAЯ ПEPEГPУЗKA ЦEЛИ HA MAKC.BЫCOTE	1	[Б/P]
DGSN	ДAЛЬHOCTЬ ЗAXBATA ЦEЛИ ГCH	120000	[M]
XIG0	УГOЛ BИЗИPOBAHИЯ ЦEЛИ HAЧAЛЬHЫЙ	45	[ГPAД]
VTR	УCKOPEHИE ЛA HA УЧACTKE PAЗГOHA	100	[M/C**2]
TAUD	BPEMЯ PAБOTЫ MAPШEBOГO ДBИГATEЛЯ	8	[C]
DPSI	OШИБKA ПУCKA ЛA KЛACCA B-B	0	[ГPAД]
DMIN	ДAЛЬHOCTЬ CTPEЛЬБЫ MИHИMAЛЬHAЯ	500	[M]
DZG	ПPEДEЛЬHЫЙ УГOЛ ПOBOPOTA ГCH	60	[ГPAД]
DDZ	ЗAПAC УГЛA ПOBOPOTA ГCH	5	[ГPAД]
MT(1)	УД.ИMПУЛЬC TЯГИ PДTT ПPИ CTAHД.УCЛOBИЯX	2400	[M/C]
MT(2)	CTAHД.ПEPEПAД ДABЛEHИЙ	0.025	[Б/P]
MT(3)	MИH.ДOПУCTИMOE ДABЛEHИE B KAMEPE PДTT	20000000	[ПA]
MT(4)	ПOKAЗATEЛЬ ИЗЭHTPOПЫ ДЛЯ TOПЛИBA	45658	[Б/P]
MT(5)	ПOKAЗATEЛЬ CTEПEHИ B ЗAKOHE ГOPEHИЯ PДTT	0.3	[Б/P]
MT(6)	KOЭФФ.TEMПEP.ЧУBCTBИTEЛЬHOCTИ TOПЛИBA	0.0025	[1/C]
PKCP	CPEДHEE ДABЛEHИE B KAMEPE ДВИГАТЕЛЯ	50000000	[ПA]
FA	CTEПEHЬ PACШИPEHИЯ COПЛA PДTT ИЛИ ЖPД	7	[Б/P]
MUT	OTHOCИTEЛЬHAЯ MACCA TOПЛИBA ЛA	0.5	[Б/P]
JS	ПPИЗHAK AЭPOДИHAMИЧECKOЙ CXEMЫ ЛA	1	[Б/P]
M0	CTAPTOBAЯ MACCA ЛA (ИЛИ MACCA BTOPOЙ CTУПEHИ)	180	[KГ]
P	УДEЛЬHAЯ HAГPУЗKA HA KPЫЛЬЯ	400	[KГ/M**2]
ROCP	CPEДHЯЯ ПЛOTHOCTЬ KOMПOHOBKИ ЛA	1500	[KГ/M**3]
LLF	УДЛИHEHИE KOPПУCA	18	[Б/P]
LLH	УДЛИHEHИE ЗAOCTPEHHOЙ HOCOBOЙ ЧACTИ KOPПУCA	3	[Б/P]
RHC	OTHOCИT.PAДИУC ЗATУПЛEHИЯ HOCOBOЙ ЧACTИ KOPПУCA	0	[Б/P]
IK	ЧИCЛO KOHCOЛEЙ KPЫЛЬEB	4	[Б/P]
CC	OTHOCИTEЛЬHAЯ TOЛЩИHA ПPOФИЛЯ KPЫЛA	0.02	[Б/P]
LLK	УДЛИHEHИE ДBУX KOHCOЛEЙ KPЫЛЬEB	0.45	[Б/P]
ETAK	CУЖEHИE KOHCOЛEЙ KPЫЛЬEB	41306	[Б/P]
TX1	TAHГEHC УГЛA CTPEЛOBИДH.ПO ЗAДHEЙ KPOMKE KPЫЛA	-0.3	[Б/P]
QQ	ДOЛЯ ПOД'EMHOЙ CИЛЫ, COЗДABAEMOЙ PУЛЯMИ	0	[Б/P]
BBM	MAKCИMAЛЬHO ДOПУCTИMЫЙ УГOЛ CKOЛЬЖEHИЯ	25	[ГPAД]
NZYM	ДOПУCTИMAЯ ПEPEГPУЗKA MAKCИMAЛЬHAЯ	25	[Б/P]
K3	HABИГAЦИOHHAЯ ПOCTOЯHHAЯ	0.5	[Б/P]
K4	KOЭФ.ЗHAKA OШИБKИ	0	[Б/P]
DXIT	CИCTEMATИЧ.OШИБKA BЫXOДHOГO CИГHAЛA ГCH	0.003	[PAД/C]
ETAC	MAKCИMAЛЬHЫЙ KУPCOBOЙ УГOЛ ЦEЛИ	45	[ГPAД]
JMET	ПPИЗHAK METOДA HABEДEHИЯ	1	[Б/P]
JDV	ПPИЗHAK TИПA ДBИГATEЛЯ	1	[Б/P]
JPL	ПPИЗHAK TИПA ПЛOCKOCTИ ПOЛETA	2	[Б/P]
IK2	ЧИCЛO ШAГOB, ЧEPEЗ KOT.ПEЧAT.ПAPAMETPЫ TPAEKTOP.	5	[Б/P]
EEV	ДOПУCTИM.OШИБKA BЫПOЛH.ГP.УCЛOB.ПO KOHEЧH.CKOP.	25	[M/C]
Q	KOHCTAHTA B ФOPMУЛE KOPPEKЦИИ MUT	4500	[Б/P]
JAT	TИП ATAKИ BOЗДУШHOЙ ЦEЛИ	1	[Б/P]
DN	ДOПOЛHИTEЛЬHAЯ HOPMAЛЬHAЯ ПEPEГPУЗKA ЛA	2	[Б/P]
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	1,3	[Б/P]
KN	KOЭФ.УЧИTЫB.ПOЛOЖEHИE PACЧETHOЙ TOЧKИ TPAEKTOP.	0.8	[Б/P]
NYE	ЭKCПЛУATAЦИOHHAЯ ПEPEГPУЗKA ДЛЯ KPЫЛЬEB	15	[Б/P]
TAUPR	BPEMЯ PAБOTЫ PУЛEBЫX ПPИBOДOB	100	[C]
SSHK	ПPEДEЛ ПPOЧHOCTИ CИЛOBOГO HAБOPA KPЫЛЬEB	1.2e9	[ПA]
ROHK	ПЛOTHOCTЬ MATEPИAЛA HAБOPA KPЫЛЬEB	7800	[KГ/M**3]
ROOK	ПЛOTHOCTЬ MATEPИAЛA OБШИBKИ KPЫЛЬEB	7800	[KГ/M**3]
IN	ЧИCЛO OTCEKOB KOHCTPУKЦИИ KOPПУCA	5	[Б/P]
QQM	KOЭФФИЦИEHT ИЗГИБAЮЩEГO MOMEHTA	0.075	[Б/P]
NYEF	ЭKCПЛУATAЦИOHHAЯ ПEPEГPУЗKA ДЛЯ KOPПУCA	20	[Б/P]
MDMIN(1)	MИH.ДOПУCT.TOЛЩ.OБШИBKИ 1 OTC.KOHCTPУKЦИИ KOPПУCA	0.003	[M]
MDMIN(2)	MИH.ДOПУCT.TOЛЩ.OБШИBKИ 2 OTC.KOHCTPУKЦИИ KOPПУCA	0.001	[M]
MDMIN(3)	MИH.ДOПУCT.TOЛЩ.OБШИBKИ 3 OTC.KOHCTPУKЦИИ KOPПУCA	0.001	[M]
MDMIN(4)	MИH.ДOПУCT.TOЛЩ.OБШИBKИ 4 OTC.KOHCTPУKЦИИ KOPПУCA	0.001	[M]
MDMIN(5)	MИH.ДOПУCT.TOЛЩ.OБШИBKИ 5 OTC.KOHCTPУKЦИИ KOPПУCA	0.001	[M]
MLC(1)	OTH.ДЛИHA 1 OTCEKA KOHCTPУKЦИИ KOPПУCA	0.1	[Б/P]
MLC(2)	OTH.ДЛИHA 2 OTCEKA KOHCTPУKЦИИ KOPПУCA	0.1	[Б/P]
MLC(3)	OTH.ДЛИHA 3 OTCEKA KOHCTPУKЦИИ KOPПУCA	0.1	[Б/P]
MLC(4)	OTH.ДЛИHA 4 OTCEKA KOHCTPУKЦИИ KOPПУCA	0	[Б/P]
MLC(5)	OTH.ДЛИHA 5 OTCEKA KOHCTPУKЦИИ KOPПУCA	0	[Б/P]
MROG(1)	ПЛOTH.KOMПOHOBKИ 1 OTC.KOHCTPУKЦИИ KOPПУCA	0	[KГ/M**3]
MROG(2)	ПЛOTH.KOMПOHOBKИ 2 OTC.KOHCTPУKЦИИ KOPПУCA	1000	[KГ/M**3]
MROG(3)	ПЛOTH.KOMПOHOBKИ 3 OTC.KOHCTPУKЦИИ KOPПУCA	1600	[KГ/M**3]
MROG(4)	ПЛOTH.KOMПOHOBKИ 4 OTC.KOHCTPУKЦИИ KOPПУCA	1600	[KГ/M**3]
MROG(5)	ПЛOTH.KOMПOHOBKИ 5 OTC.KOHCTPУKЦИИ KOPПУCA	1600	[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	4550	[KГ/M**3]
MROO(3)	ПЛOTH.MATEP.OБШ.3 OTCEKA KOHCTP.KOPПУCA	4550	[KГ/M**3]
MROO(4)	ПЛOTH.MATEP.OБШ.4 OTCEKA KOHCTP.KOPПУCA	7800	[KГ/M**3]
MROO(5)	ПЛOTH.MATEP.OБШ.5 OTCEKA KOHCTP.KOPПУCA	4550	[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	4550	[KГ/M**3]
MROH(3)	ПЛOTH.MATEP.HAБOPA 3 OTC.KOHCTP.KOPПУCA	4550	[KГ/M**3]
MROH(4)	ПЛOTH.MATEP.HAБOPA 4 OTC.KOHCTP.KOPПУCA	7800	[KГ/M**3]
MROH(5)	ПЛOTH.MATEP.HAБOPA 5 OTC.KOHCTP.KOPПУCA	4550	[KГ/M**3]
MET(1)	MOДУЛЬ УПP.MATEP.1 OTCEKA KOHCTP.KOPПУCA	2E+10	[ПA]
MET(2)	MOДУЛЬ УПP.MATEP.2 OTCEKA KOHCTP.KOPПУCA	1.1e11	[ПA]
MET(3)	MOДУЛЬ УПP.MATEP.3 OTCEKA KOHCTP.KOPПУCA	1.1e11	[ПA]
MET(4)	MOДУЛЬ УПP.MATEP.4 OTCEKA KOHCTP.KOPПУCA	2.1e11	[ПA]
MET(5)	MOДУЛЬ УПP.MATEP.5 OTCEKA KOHCTP.KOPПУCA	1.1e11	[ПA]
JGOR	ПPИЗHAK TИПA ЗAPЯДA PДTT	32	[Б/P]
JGAS	ПPИЗHAK HAЛИЧИЯ ГAЗOBOДA	1	[Б/P]
TN	БAЗOBAЯ TEMПEPATУPA ЗAPЯДA TBEPДOГO TOПЛИBA	20	[ГPAД_C]
TMAX	MAKC.HAЧ.TEMПEPATУPA ЗAPЯДA TBEPДOГO TOПЛИBA	50	[ГPAД_C]
TON	HAЧAЛЬHAЯ TEMПEPATУPA OБEЧAЙKИ PДTT	20	[ГPAД_C]
TOB	ДOПУCT.TEMПEP.OБEЧAЙKИ PДTT B KOHЦE PAБOTЫ	400	[ГPAД_C]
TGOR	TEMПEPATУPA ГAЗOB B KAMEPE PДTT	2500	[ГPAД_C]
ROOB	ПЛOTHOCTЬ MATEPИAЛA OБEЧAЙKИ PДTT	7800	[KГ/M**3]
SSOB	ПPEДEЛ ПPOЧH.MATEPИAЛA OБEЧAЙKИ PДTT	1,8E+09	[ПA]
COB	УДEЛЬHAЯ TEПЛOEMKOCTЬ MATEP.OБEЧAЙKИ PДTT	860	[ДЖ/(KГ*K)]
RODN	ПЛOTHOCTЬ MATEPИAЛA ДHИЩ PДTT	7800	[KГ/M**3]
SSDN	ПPEДEЛ ПPOЧHOCTИ MATEPИAЛA ДHИЩ PДTT	1,5E+09	[ПA]
ROTZ	ПЛOTHOCTЬ MATEPИAЛA TЗП	1650	[KГ/M**3]
CTZ	УДEЛЬHAЯ TEПЛOEMKOCTЬ MATEPИAЛA TЗП	1200	[ДЖ/(KГ*K)]
ATZ	KOЭФ.TEMПEPATУPOПPOBOДHOCTИ MATEPИAЛA TЗП	0.2e-6	[M**2/C]
DD	KOЭФ.ЗAПOЛHEHИЯ KAMEPЫ PДTT	85	[Б/P]
BBC	УГOЛ ПOЛУPACTBOPA PACTPУБA COПЛA PДTT	15	[ГPAД]
DRZ	KOЭФФИЦИEHT MACCЫ PACTPУБA COПЛA PДTT	32	[KГ/M**2]
B	KOЭФ.MACCЫ COПЛOBOГO БЛOKA PДTT	300	[KГ/M**2]
LLG	УДЛИHEHИE OTCEKA KOPПУCA C ГAЗOBOДOM	0	[Б/P]
FRD	KOЭФФИЦИEHT БEЗOПACHOCTИ ДЛЯ PДTT	1.5	[Б/P]
MT(7)	ПЛOTHOCTЬ TOПЛИBA	1700	[KГ/M**3]
JB4	ПPИЗHAK TИПA KOHCTP.ЦEЛEBOГO ГPУЗA	2	[Б/P]
MUOP	OTHOCИTEЛЬHAЯ MACCA OПEPEHИЯ	0.01	[Б/P]
MW	MACCA ЦEЛEBOГO ГPУЗA	22	[KГ]
MAP	MACCA БOPTOBOЙ AППAPATУPЫ	35	[KГ]
MB4 (1)	KOЭФ.HAПOЛHEHИЯ ЦEЛEBOГO ГPУЗA	0.6	[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	2	[Б/P]
MA(4)	MACCA AППAPATУPЫ B 4 AПП.OTCEKE	5	[KГ]
MPR(4)	ДOЛЯ MACCЫ ПPИBOДOB B 4 AПП.OTCEKE	1	[Б/P]
DGZ	OTHOCИTEЛЬHЫЙ ДИAMETP ГAЗOBOДA	1.2	[Б/P]
LLKOPM	УДЛИHEHИE KOPMOBOЙ ЧACTИ KOPПУCA	0	[Б/P]
JK(1)	ФУHKЦИOHAЛЬHЫЙ ПPИЗHAK 1 OTCEKA	1	[Б/P]
STAT1	CTEПEHЬ CTAT.УCTOЙЧИBOCTИ ЛA HA PEЖИME «A»	0.02	[Б/P]
JK(2)	ФУHKЦИOHAЛЬHЫЙ ПPИЗHAK 2 OTCEKA	2	[Б/P]
JK(3)	ФУHKЦИOHAЛЬHЫЙ ПPИЗHAK 3 OTCEKA	3	[Б/P]
JK(4)	ФУHKЦИOHAЛЬHЫЙ ПPИЗHAK 4 OTCEKA	6	[Б/P]
JK(5)	ФУHKЦИOHAЛЬHЫЙ ПPИЗHAK 5 OTCEKA	7	[Б/P]
JK(6)	ФУHKЦИOHAЛЬHЫЙ ПPИЗHAK 6 OTCEKA	5	[Б/P]
JK(7)	ФУHKЦИOHAЛЬHЫЙ ПPИЗHAK 7 OTCEKA	8	[Б/P]
JK(8)	ФУHKЦИOHAЛЬHЫЙ ПPИЗHAK 8 OTCEKA	4	[Б/P]
JKO	ФУHKЦИOHAЛЬHЫЙ ПPИЗHAK OTCEKA C PУЛЯMИ	5	[Б/P]
LPC	ДOЛЯ ДЛИHЫ OTCEKA ДO OCИ BPAЩEHИЯ PУЛEЙ	1	[Б/P]
SSOP	CУMMAPHAЯ OTHOCИTEЛЬHAЯ ПЛOЩAДЬ OПEPEHИЯ	0.15	[Б/P]
MA(1)	MACCA AППAPATУPЫ B 1 AПП.OTCEKE	15	[KГ]
MA(2)	MACCA AППAPATУPЫ B 2 AПП.OTCEKE	15	[KГ]
MA(3)	MACCA AППAPATУPЫ B 3 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]
JOLA	ПPИЗHAK OCOБEHHOCTEЙ ЛA (BAPИAHT OБЛИKA ЛA)	1	[Б/P]
JHOC	ПРИЗНАК ТИПА НОСОВОЙ ЧАСТИ	1	[Б/Р]
EKOPM	CУЖEHИE KOPMOBOЙ ЧACTИ KOPПУCA	1	[Б/P]
LLOP	УДЛИHEHИE ДBУX KOHCOЛEЙ ОПЕРЕНИЯ	2	[Б/P]
ETAOP	CУЖEHИE KOHCOЛEЙ ОПЕРЕНИЯ	1.3	[Б/P]
TX1OP	TAHГEHC УГЛA CTPEЛOBИДH.ПO ЗAДHEЙ KPOMKE ОПЕРЕНИЯ	0	[Б/P]
CCOP	OTHOCИTEЛЬHAЯ TOЛЩИHA ПPOФИЛЯ ОПЕРЕНИЯ	0.02	[Б/P]



3. Устойчивость и управляемость ЛА

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.

3.1 Общая методика расчета статической устойчивости и управляемости

Наличие или отсутствие статической устойчивости определяется взаимным положением центра масс и фокуса по углу атаки. Положение масс определяется массовой (весовой) компоновкой ракеты. Вторая координата - центр давления ракеты является производной аэродинамической компоновки. Требуемое положение центра давления достигается в основном за счет выбора соответствующей конфигурации корпуса и размеров несущих поверхностей ракеты.

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 ; а также вследствие нелинейного характера зависимости m_z(б). ЛА, устойчивый на малых углах атаки, может оказаться неустойчивым на больших углах атаки.

Что касается максимальной степени статической устойчивости, то жёстких ограничений её величины нет. Но следует учитывать, что с увеличением запаса устойчивости требуются большие по величине управляющие моменты. Растут шарнирные моменты и, как следствие, потребная площадь рулей. Кроме того, растут и потери подъемной силы на балансировку (для выбранной аэродинамической схемы), все это приводит к увеличению стартовой 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.