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 м\с

- 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;