СИСТЕМЫ
СНАРЯЖЕНИЯ
ЛЕТАТЕЛЬНЫХ
АППАРАТОВ
В. А. Нестеров, Б. В. Обносов, В. Н. Трусов
СИСТЕМЫ СНАРЯЖЕНИЯ
ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
Под общей редакцией профессора,
доктора технических наук В. А. Нестерова
Д опущ ено
ф едеральны м уч еб н о-м етод и ч ески м объединением
в си стем е вы сш его образования по укрупненной группе
спец и альн остей и направлений подготовки
24.00.00 «А ви ац и он н ая и ракетн о-косм и ч еская техника»
в качестве уч еб н и ка для студентов,
обучаю щ ихся по основны м образовательны м п рограм м ам
вы сш его образования по специальности
24.05.07 «С ам олетостроен и е и вертолетостроение»
7
М осква
И здател ьско -то р говая корпорация «Д аш ков и К с
2017
С. Срджомикидзе
МАИ НТБ
БИБЛИОТЕКА
МАИ
УДК 623.74.094
ББК 68.65
Н56
Авторы:
В. А . Н е с т е р о в , Б. В. О б н о с о в , В . Н . Т р у с о в.
Рецензенты:
К а ф е д р а 82 « А в и а ц и о н н о е о р у ж и е и э ф ф е к т и в н о с т ь б о е в о г о п р и м е н е ­
н и я » В о е н н о г о у ч е б н о -н а у ч н о го ц е н т р а В о е н н о -в о зд у ш н ы х с и л « В о е н н о в о зд у ш н а я а к а д е м и я им. п р о ф . Н . Е. Ж у к о в с к о г о и Ю . А . Г а га р и н а » (нач.
к аф ед р ы к ан д . тех н . н а у к , д о ц е н т , п о л к о в н и к Ф . М . В ы т р и ш к о );
Н. А. Баранов — д о к т о р т е х н и ч е с к и х н а у к , р у к о в о д и т е л ь д и р е к ц и и
и н н о в а ц и о н н ы х т е х н о л о г и й О А О « Б о р т о в ы е а э р о н а в и га ц и о н н ы е с и с т е м ы » .
Н56
Нестеров В. А.
Системы снаряжения летательных аппаратов / В. А. Нес­
теров, Б. В. Обносов, В. Н. Трусов; Под общ. ред. профессора,
доктора технических наук В. А. Нестерова. — М.: Издательско­
торговая корпорация «Дашков и К0», 2017. — 552 с.
IS B N 9 7 8 -5 -3 9 4 -0 2 9 0 1 -1
В книге комплекс авиационного вооружения рассматривается как состав­
ная часть авиационного боевого комплекса и представляется как комплекс тех­
нических средств и устройств, предназначенных для выполнения специфических
военных задач авиации по поражению различных объектов противника.
Даются понятия авиационных функционального и боевого комплексов,
их состав и критерии формирования. Приводятся сведения о взрывчатых
веществах и порохах, используемых в авиационных средствах поражения,
видах взрывных процессов. Рассмотрены вопросы поражающего действия
неуправляемых и управляемых средств поражения. Описаны назначение,
основные характеристики, устройство и принцип действия авиационного
артиллерийского оружия, авиационных артиллерийских, ракетно-бомбарди­
ровочных установок и установок ракетного вооружения летательных аппара­
тов. Проанализированы авиационные прицельно-навигационные системы,
системы снаряжения летательных аппаратов военно-транспортной авиации.
Исследованы проблемы обеспечения безопасности отделения ракет, рас­
смотрены место и роль систем старта, изложена методология комплексного
подхода к процедуре создания систем обеспечения безопасного отделения
ракет от самолетов пятого поколения.
Для студентов авиационных и других технических гражданских и во­
енных вузов, а также научных работников, инженеров, аспирантов и адъюнк­
тов, специализирующихся в области создания и применения систем снаря­
жения летательных аппаратов.
IS B N 9 7 8 -5 -3 9 4 -0 2 9 0 1 -1
© Н е с т е р о в В . А ., О б н о с о в Б. В .,
Т р у со в В. Н ., 2017
© О О О «Н Т К «Д аш ков и К 0», 2017
ПРЕДИСЛОВИЕ
Основой настоящего учебника являются читаемые в течение ряда
лет курсы лекций по дисциплинам “Оснащение летательных аппаратов”
для студентов кафедр “Авиационные робототехнические системы”,
“Системы приводов авиационной техники”, “Системное проектирова­
ние авиационных комплексов”, “Информационно управляющие ком­
плексы летательных аппаратов” и “Системы снаряжения летательных
аппаратов” для студентов кафедры “Проектирование самолетов”.
Вооружение современных боевых летательных аппаратов, вхо­
дящих в состав сложных авиационных боевых комплексов, пред­
ставляет собой комплекс технических средств и устройств, предна­
значенных для выполнения специфических военных задач авиации
по поражению различных объектов противника.
В книге представлены: комплекс авиационного вооружения, его
состав, взаимодействие между системами комплекса и системами
летательного аппарата, особенности боевого применения различных
авиационных средств поражения. Учебник состоит из одиннадцати
разделов.
В первом разделе даются понятия авиационного функциональ­
ного и авиационного боевого комплексов, их состав и критерии фор­
мирования. Рассматриваются основные системы комплекса авиаци­
онного вооружения — авиационные средства поражения, установки
авиационного вооружения, прицельные системы, наземные средства
обеспечения. Излагаются системные требования к комплексу авиа­
ционного вооружения.
Во втором разделе приводятся сведения о взрывчатых вещест­
вах и порохах, используемых в авиационных средствах поражения,
видах взрывных процессов, а также классификация и основные ха­
рактеристики взрывчатых веществ. Здесь же рассмотрены структура
боевых частей и действие авиационных средств поражения - удар­
ное, фугасное, кумулятивное и осколочное.
3
В третьем разделе исследуются неуправляемые авиационные
средства поражения, к которым отнесены авиационные бомбы, не­
управляемые авиационные ракеты и артиллерийские боеприпасы.
Для авиационных бомб приведены классификация, основные харак­
теристики, устройство, траектории движения, рассмотрены авиаци­
онные бомбы для поражения площадных целей, произведена оценка
безопасности отделения авиационных бомб от летательного аппара­
та, в том числе при бомбометании с малых высот, изложены способы
боевого применения, описан принцип действия так называемой элек­
тронной бомбы.
Четвертый раздел посвящен авиационным управляемым средст­
вам поражения. В нем рассматриваются авиационные управляемые
ракеты— их классификация, устройство, аэродинамические схемы,
системы управления, боевое снаряжение и двигатели, корректируемые
авиационные бомбы — их классификация и устройство, авиационные
торпеды — их устройство и пути повышения эффективности действия
малогабаритных противолодочных торпед, авиационные взрывательные устройства. Здесь же излагаются особенности движения ракеты
после отделения от самолета, включающие в себя понятия о системе
управления абсолютным и относительным движением ракеты, конту­
рах стабилизации и наведения, основных требованиях и путях их реа­
лизации к начальному участку траектории движения ракеты, матема­
тическую модель движения ракеты относительно самолета.
В пятом разделе изучается авиационное артиллерийское оружие,
его назначение, основные характеристики, основы устройства и
принцип действия. В качестве предметов исследования представле­
ны: одноствольное оружие обычной схемы с газоотводным двигате­
лем, одноствольное оружие обычной схемы с газооткатным двигате­
лем, двухствольные пушки, многоствольное оружие с враща­
ющимися стволами, одноствольное оружие револьверного (бара­
банного) типа. Рассмотрены также процессы, происходящие в канале
ствола при выстреле, и совместимость авиационного артиллерийско­
го оружия с летательным аппаратом.
В шестом разделе приводятся классификация, структура и осно­
вы устройства авиационных артиллерийских установок. Исследуют­
ся неподвижные, подвижные и контейнерные артиллерийские уста­
новки. Анализируются нагрузки, действующие на артиллерийскую
установку и работа силового привода подвижной артиллерийской
установки.
4
В седьмом разделе излагаются основы устройства и функциони­
рования авиационных ракетно-бомбардировочных установок. Пред­
ставлены структурная схема, основные системы и устройства авиа­
ционных ракетно-бомбардировочных установок - система подвески,
система обеспечения транспортировки, система предстартовой под­
готовки авиационных средств поражения и боевых грузов. Рассмот­
рены также совместимость установки с летательным аппаратом, раз­
мещения на нем установки и методы приближенной количественной
оценки влияния установки на летно-технические характеристики ле­
тательного аппарата.
В разделе восемь анализируются установки ракетного вооруже­
ния летательных аппаратов. Изложены общие сведения об установ­
ках, даны понятия пуска ракеты, основные требования к установкам
и их классификация, проведен анализ рациональных способов старта
ракет с самолета, рассмотрены принципы и схемы размещения уста­
новок, их структура, общие принципы построения структурно­
кинематических схем и принципы унификации установок. Описаны
авиационные пусковые установки - особенности узлов силовой кон­
струкции, общие принципы старта ракет, бугели ракеты, силовые
корпуса установки, узлы крепления к самолету, основные системы
оборудования, пневмосистемы, механизмы электроразъемов, состав
электрооборудования. Исследовано воздействие газовой струи раке­
ты на установку и самолет. Рассмотрены авиационные катапультные
установки — основные принципиальные схемы установок и их сило­
вых приводов, электрооборудование установок. Проанализирована
динамика перевода установок в боевое положение, представлены
общая характеристика, назначение, структура и условия функциони­
рования механизмов перевода, математические модели динамики
работы этих механизмов. Приведены критерии технического уровня
установок ракетного вооружения.
В разделе девять исследуется безопасность отделения авиаци­
онных управляемых ракет. Описываются проблема безопасности от­
деления, место и роль систем старта и отделения авиационных
управляемых ракет в комплексе авиационного управляемого ракет­
ного вооружения. Вводится понятие систем обеспечения безопасного
отделения авиационных управляемых ракет как фактора, опреде­
ляющего эффективность функционирования авиационного боевого
комплекса, приводится методология комплексного подхода к проце­
5
дуре создания направления совершенствования систем обеспечения
безопасного отделения.
В разделе десять рассмотрены авиационные прицельно­
навигационные системы — их состав и структура, системы управле­
ния вооружением. В данном разделе с системных позиций описан
один из возможных подходов к стохастической постановке задачи
прицеливания, дано ее математическое описание в пространстве со­
стояний на основе теории систем с переменной структурой, изложе­
ны основы синтеза авиационных прицельно-навигационных систем с
переменной структурой.
В разделе одиннадцать представлены системы снаряжения лета­
тельных аппаратов военно-транспортной авиации — состав и обору­
дование снаряжения, погрузочное оборудование.
Следует отметить, что ввиду разнообразия физических и мате­
матических моделей разные величины могут иметь одинаковые обо­
значения. Однако в тексте всегда даются необходимые пояснения.
Раздел I. АВИАЦИОННЫЙ
ФУНКЦИОНАЛЬНЫЙ КОМПЛЕКС,
АВИАЦИОННЫЙ БОЕВОЙ КОМПЛЕКС
Глава 1. Общие сведения об авиационном
функциональном комплексе.
Критерии формирования комплекса
§ 1.1. Определение авиационного функционального
комплекса, его состав, области применения
Авиационный функциональный комплекс (АФК) — это сово­
купность летательного аппарата и систем снаряжения, установлен­
ных на нем, а также средств наземного обеспечения, предназначен­
ных для решения определенного круга специальных задач.
АФК применяется практически во всех отраслях научной, про­
изводственной и военной деятельности человека. Распространение
получили АФК для пассажирских и грузовых перевозок, сбора и об­
работки информации в интересах науки, производства и сельского
хозяйства. Среди них комплексы для выполнения метеорологиче­
ских, геологических, географических, морских, экологических и
прочих разведок, строительно-монтажных, спасательных работ, ту­
шения пожаров.
В качестве летательных аппаратов в АФК могут быть задейст­
вованы самолеты, вертолеты, беспилотные летательные аппараты,
дирижабли и воздушные шары.
Системами снаряжения летательных аппаратов (ЛА) называется
совокупность оборудования, устройств и механизмов, которые раз­
мещаются на Л А и предназначены для решения специальных задач.
7
Среди АФК особое место занимают комплексы военного пред­
назначения, которые подразделяются на два типа: АБК — авиацион­
ные боевые комплексы для уничтожения воздушных, наземных, над­
водных и подводных объектов противника (рис. 1.1) и АВВК —
авиационные военные вспомогательные комплексы для решения
вспомогательных задач.
Рис. 1.1
Обозначения на рис. 1.1:
КАВ — комплекс авиационного вооружения; НСО — наземные
средства обеспечения.
Авиационные боевые комплексы используют в качестве лета­
тельных аппаратов истребители, истребители-бомбардировщики,
штурмовики, фронтовые и стратегические бомбардировщики, боевые
вертолеты, беспилотные летательные аппараты.
Авиационные военные вспомогательные комплексы— военно­
транспортные самолеты и вертолеты, а также при необходимости
самолеты и вертолеты гражданских авиакомпаний.
Системы снаряжения, которые устанавливаются на летательных
аппаратах авиационных боевых комплексов, называются комплексом
авиационного вооружения.
§ 1.2. Критерии формирования комплекса
Количество и качество критериев определяются объемом и
сложностью задач, которые должны решаться АФК.
8
Обязательными являются:
• параметры, определяющие оптимальное решение задач АФК
(для грузовых перевозок: объем, масса грузов, дальность и сроки их
доставки; для истребителя-перехватчика: число характерных целей,
которые должны быть уничтожены на заданном удалении от охра­
няемого объекта и т. д.);
• условия выполнения задач АФК (географический район дей­
ствий, метеоусловия, режимы полетов, эксплуатационные характери­
стики аэродромов и средств наземного обеспечения);
• массовые, габаритные, энергетические характеристики сис­
темы снаряжения, необходимые условия их нормального функцио­
нирования;
• экономические критерии проектирования, производства и
эксплуатации АФК.
Глава 2. Авиационные боевые комплексы
§ 2.1. Назначение авиационных боевых комплексов
Авиационные боевые комплексы предназначены для поражения
воздушных, наземных, надводных и подводных целей с помощью
авиационных средств поражения. В состав АБК входят: летательный
аппарат с установленным на нем комплексом авиационного воору­
жения (см. рис. 1.1) и наземные средства обеспечения.
Летательные аппараты— пилотируемые экипажем боевые са­
молеты и вертолеты, а также беспилотные средства с автономными
или дистанционными системами управления.
Наземные средства обеспечения— это средства навигации и
средства управления боевыми действиями. Наземные средства —
средства космической радиосвязи и навигации, наземные радиолока­
ционные и радиотехнические средства обнаружения воздушных целей
и навигации, командные пункты управления боевыми действиями.
§ 2.2. Комплекс авиационного вооружения
Комплекс авиационного вооружения (К А В )— совокупность
систем и устройств, предназначенных для поражения воздушных,
наземных, надводных и подводных целей.
9
Структурная схема КАВ представлена на рис. 2.1.
Рис. 2.1
На рис. 2.1 обозначено:
АСП — авиационные средства поражения; Арт. б/п — артилле­
рийские боеприпасы; Н А Р — неуправляемые авиационные ракеты;
АУР — авиационные управляемые ракеты; КАБ — корректируемые
авиабомбы; СУВ — система управления вооружением; СПит — сис­
тема питания; СПИ — система предстартовой подготовки; СУО —
система управления оружием; СУВУ — система управления взрывательными устройствами; САО — система аварийного обслуживания;
С О К — система объективного контроля; С Ц У — система выдачи
сигналов целеуказания координаторам управляемых АСП; ПС —
прицельные системы; О Э — оптико-электронные; Т П — теплопе­
ленгаторы; ТВ — телевизионные; РЛ — радиолокационные; НСО —
наземные средства обеспечения; К П А — контрольно-поверочная ап­
паратура; К И А — контрольно-измерительная аппаратура; ТСП —
технические средства подготовки; ТСС — технические средства сна­
ряжения; АТС — авиационные технические средства.
КАВ включает множество систем и подсистем, количество ко­
торых зависит от объема задач, решаемых комплексом и номенкла­
туры целей.
10
§ 2.3. Основные системы комплекса авиационного
вооружения. Системные требования к нему
2.3.1. Авиационные средства поражения
Неуправляемые авиационные средства поражения (АСП) — сред­
ства, траектория движения которых к цели не корректируется. К ним
относятся авиационные бомбы (АБ), неуправляемые авиационные раке­
ты (НАР), артиллерийские боеприпасы (Арт. б/п), мины.
Управляемые А С П — средства, которые имеют специальные
устройства для формирования управляющей силы, изменяющей на­
правление движения АСП с целью устранения ошибок (прицелива­
ния, стартовых, случайных воздействий) и наведения на маневри­
рующую цель.
Поражающие факторы действия АСП на объекты противника:
• фугасное действие, ударная волна, продукты взрыва разрыв­
ного снаряда;
• осколочное действие (осколки, обладающие большой кинети­
ческой энергией);
• кумулятивное действие (кумулятивная струя, образующаяся
при взрыве заряда специальной конструкции);
• бронебойное и бетонобойное действие (кинетическая энергия
АСП в момент встречи с преградой);
• зажигательное действие (огонь и пламя при горении зажига­
тельного заряда).
Большинство АСП обладают комбинированным поражающим
действием: осколочно-фугасным, фугасно-зажигательным, броне­
бойно-зажигательным и т. д.
В зависимости от способа отделения АСП подразделяются на
бомбардировочные, ракетные и артиллерийские.
АСП занимают в составе КАВ основное место, например, на
МиГ-23МЛ размещается 43 наименования АСП; М иГ-27 — 60 на­
именований; Су-25 — 52; Су-24М — 64.
В качестве примера рассмотрим функциональные возможности,
конструкцию,
состав
электронного
оборудования,
тактико­
технические характеристики и состав вооружения одного из совре­
менных истребителей Су-37 (рис. 2.2).
11
Рис. 2.2
Су-37 Терминатор — многоцелевой истребитель, созданный на
базе многоцелевого истребителя Су-35. Дальнейшее повышение лет­
ных характеристик машины было возможно только при установке
двигателя с изменяемым в полете вектором тяги. Работы в этом на­
правлении несколько лет велись в ОКБ им. А. М. Люльки, а испыта­
ния опытного образца провел весной 1989 г. на опытном самолете
Т10-26 Виктор Пугачев. Тогда на нем установили только один двига­
тель, сопло которого могло менять свое положение в вертикальной
плоскости, для чего летчик переключал тумблер в кабине. Для под­
готовки демонстрационного образца истребителя с отклоняемым
вектором тяги взяли один из серийных Су-35, установили на нем два
двигателя АЛ-31ФП, поставили в кабине пилота боковую ручку
управления самолетом и тензоРУД (новый вид ручки управления
двигателем). После соответствующих доработок систем управления
самолетом и двигателями название машины изменили на Су-37.
2 апреля 1996 г. летчик-испытатель ОКБ Е. И. Фролов поднял само­
лет в небо, а 18 августа того же года Су-37 был впервые показан на
авиационном празднике в Тушино в Москве.
В ходе летных испытаний самолет Су-37 продемонстрировал
уникальные маневренные возможности. Впервые были отработаны
новые маневры, связанные с выходом на сверхбольшие углы атаки и
околонулевые скорости. Технические решения, реализованные в
конструкции нового истребителя, обеспечили:
• возможность нанесения упреждающих ударов по любому
воздушному противнику (в том числе и малозаметному самолету);
12
• многоканальность и алгоритмическую защищенность всех
информационных и прицельных систем;
• атаку наземных целей без входа в зону ПВО противника;
• маловысотный полет с облетом и обходом наземных препят­
ствий;
• автоматизированные групповые действия по воздушным и
наземным целям;
• противодействие радиоэлектронным и оптико-электронным
средствам противника;
• автоматизацию всех этапов полета и боевого применения.
Конструкция. Самолет выполнен по схеме “неустойчивый ин­
тегральный триплан”, сочетающей нормальную аэродинамическую
схему с передним горизонтальным оперением (ПГО). Конструкция
планера в целом подобна Су-27, однако при создании Су-35/37 ис­
пользованы новые алюминиево-литиевые сплавы, значительно рас­
ширено применение композиционных материалов. Для самолета раз­
работано новое крыло с увеличенной относительной толщиной,
позволяющее разместить больший объем топлива.
Горизонтальное оперение представляет собой дифференциально
отклоняемый стабилизатор, каждая консоль которого имеет собст­
венный быстродействующий электрогидравлический привод. ПГО
включено в общую цифровую электродистанционную систему
управления самолетом и способно отклоняться в диапазоне углов
-50...+100°. Помимо улучшения характеристик устойчивости и
управляемости на больших углах атаки (в частности, на Су-35/37
практически полностью удалось устранить тряску, сильно затруд­
няющую пилотирование и прицеливание истребителей других типов
на подобных режимах), ПГО выполняет и ряд других важных функ­
ции. В частности, оно способствует смещению вперед аэродинами­
ческого фокуса самолета, что приводит к значительному уменьше­
нию статической устойчивости. Посредством ПГО возможно
“управление” степенью неустойчивости самолета, которая меняется
в зависимости от нагрузки на внешних узлах подвески. При полетах
на малой высоте в турбулентной атмосфере ПГО является активным
и пассивным демпфером продольных колебании и тряски, что повы­
шает безопасность полета, уменьшает нагрузки на планер и увеличи­
вает комфорт, а следовательно, и боеспособность летчика в условиях
болтанки. Аэродинамические усовершенствования, примененные на
13
самолете, позволили добиться снижения нагрузок на фюзеляж и кор­
невые части крыла, что, в свою очередь, обеспечило достижение ус­
тановившейся перегрузки 10 ед. без усиления конструкции планера
(максимальная установившаяся перегрузка, достигнутая на истреби­
телях других типов, не превышает в настоящее время 9 ед.).
По сравнению с Су-27 несколько увеличена высота и хорда вер­
тикального оперения истребителя. Кессоны килей, выполненных из
углепластика, используются также в качестве топливных баков. Уси­
лены стоики шасси (что обусловлено возросшей взлетной массой са­
молета), носовая опора снабжена двумя колесами. Под крылом до­
бавлены два узла внешней подвески (их общее число доведено до
14), что позволило увеличить вес вооружения с 6000 до 8000 кг. Са­
молет оснащен катапультным креслом КД-36ДМ с углом наклона
спинки 300°. По сравнению с Су-27 увеличен запас кислорода, уста­
новлены контейнеры с запасом пищи и воды, а также устройство
утилизации отходов.
На опытном самолете Су-37 (известном как борт № 711) уста­
новлены двигатели АЛ-31ФП с системой управления вектором тяги
по каналу тангажа. Турбореактивный двухконтурной двигатель с
форсажной камерой (ТРДЦФ) оснащен цифровой электронной сис­
темой управления, интегрированной с системой управления самоле­
том. Осесимметричное управляемое сопло отклоняется в вертикаль­
ной плоскости на угол 150° при помощи двух пар гидроцилиндров,
питаемых от общесамолетной гидросистемы (угловая скорость пере­
мещения сопел ~ 300 % ).
Серийные истребители Су-37 предполагается оснастить усо­
вершенствованными двигателями АЛ-37ФП (2 х 14500 кгс), являю­
щимися дальнейшим развитием ТРДДФ А Л -31. В ТРДЦФ обеспече­
но охлаждение поворотной части сопла на режиме полного форсажа
и максимальном угле поворота. В качестве рабочего тела в гидроци­
линдрах использовано авиационное топливо. Система управления
вектором тяги позволяет управлять самолетом как в плоскости тан­
гажа, так и рыскания, что достигается рассогласованием направления
тяги правого и левого двигателей. Самолет оснащен убирающейся
штангой топливоприемника системы дозаправки топливом в полете.
Электронное оборудование. Су-37 оснащен цифровой электродистанционной системой управления (ЭДСУ) самолетом. Она вы­
полнена по четырехканальной схеме резервирования в продольном
14
канале и трехканальной схеме — в каналах бокового движения. Для
увеличения надежности все вычислители ЭДСУ работают парал­
лельно. Система автоматизированного управления самолетом обес­
печивает управление всеми рулевыми поверхностями, а также от­
клонением вектора тяги двигателей посредством перемещения ручки
управления самолетом. При этом безопасность полета достигается
автоматическим ограничением перегрузок самолета в зависимости от
полетной массы и полетных режимов. Имеется режим автоматиче­
ского выхода из штопора. Установка нового комплекса бортового
оборудования с увеличенным энергопотреблением потребовала уве­
личения мощности электро- и гидропитания. По сравнению с само­
летом Су-27 установлены новые электрогенераторы и гидронасосы.
На самолете Су-37 установлена боковая малоходовая ручка управле­
ния и неподвижный тензометрический РУД.
Бортовое радиоэлектронное оборудование (БРЭО) самолета вклю­
чает системы, использующие элементы искусственного интеллекта, и
обеспечивает упреждающее поражение воздушных целей (в том числе и
малозаметных) на дистанциях, гарантирующих от возможности ответ­
ного удара противника. Автоматизированы все этапы полета, включая
боевое применение по воздушным целям, атаки наземных объектов без
входа в зону ПВО противника, противодействие радио- и оптоэлек­
тронным средствам радиоэлектронной борьбы (РЭБ). По информации,
поступающей от навигационнной системы, система автоматического
управления (САУ) решает задачи полета по маршруту с облетом запро­
граммированных промежуточных пунктов маршрута, возврата на аэро­
дром, предпосадочного маневрирования и захода на посадку до высоты
60 м. Имеется режим автоматического управления полетом на предель­
но малой высоте, с обходом или облетом наземных препятствий. Пре­
дусмотрено автоматическое целеуказание при действиях как по воз­
душным, так и по наземным целям.
Су-37 оснащен комплексом, включающим импульсно-доплеров­
скую бортовую радиолокационную станцию (БРЛС) с неподвижной
фазированной антенной решеткой и БРЛС заднего обзора. Усовершен­
ствованная оптико-электронная прицельная система истребителя
включает тепловизор, совмещенный с лазерным дальномером-целеуказателем. Обеспечиваются обнаружение, опознавание и автоматиче­
ское сопровождение одновременно нескольких воздушных целей на
большой дальности. Оптико-локационная система объединена с БРЛС
15
и усовершенствованным нашлемным прицелом летчика в единый
комплекс. На самолете установлена аппаратура автоматической за­
щищенной системы обмена данными о целях, позволяющая лучше
координировать действия нескольких истребителей, ведущих группо­
вой бой. Комплекс обороны включает оптические датчики предупре­
ждения об атакующих ракетах противника, станцию радиотехниче­
ской разведки нового поколения, активные системы подавления,
работающие в оптическом и радиолокационных диапазонах, а также
средства постановки пассивных радиолокационных и инфракрасных
(ИК) помех.
Самолет Су-37 имеет новое информационно-управляющее поле
кабины летчика с четырьмя крупноформатными жидкокристалличе­
скими цветными (в отличие от Су-35, где индикаторы монохромные)
многофункциональными индикаторами и широкоугольным индика­
тором на лобовом стекле. В индикаторах использованы жидкокри­
сталлические матрицы. Связное оборудование включает радиостан­
ции УКВ- и KB-диапазонов, аппаратуру телекодовой защищенной
связи, а также систему спутниковой связи.
Тактико-технические характеристики:
Год принятия на вооружение — 1999.
Размах крыла — 14,698 м.
Длина самолета — 22,183 м.
Высота самолета — 6,433 м.
Площадь крыла — 63,5 кв. м.
Масса, кг:
• пустого самолета — 18 500;
• максимальная взлетная — 34 000.
Двигатели — 2 ТРДДФ Сатурн АЛ-37ФП.
Максимальная тяга — 2 * 14500 кгс.
Максимальная скорость, км/ч:
• на большой высоте — 2500;
• у зем ли— 1400.
Практический потолок — 18000 м.
Практическая дальность, км:
• с одной дозаправкой в воздухе — 6500;
• без дозаправки — 4000.
Боевой радиус действия — 800 км.
Экипаж — 1 чел.
16
Вооружение. Вооружение истребителя включает традиционную
для семейства самолетов “Су” пушку ГШ-301 (30 мм). На 14 узлах
внешней подвески может размещаться различное вооружение общей
массой до 8000 кг. Всего возможно более 70 вариантов внешней под­
вески, включающих ракеты класса “воздух — воздух” средней даль­
ности Р-77 с активным радиолокационным самонаведением, ракеты
“воздух — воздух” средней дальности семейства Р-27 с полуактивным радиолокационным или пассивным ИК-наведением, высокома­
невренные ракеты класса “воздух — воздух” малой дальности Р-73 с
тепловой головкой наведения, ракеты Х-31 класса “воздух —
корабль” и “воздух — РЛС”, ракеты класса “воздух — поверхность”
семейства Х-29, бомбы и бомбовые кассеты калибром до 500 кг.
2.3.2. Установки авиационного вооружения
Установки авиационного вооружения (УАВ) — совокупность
различных устройств расположенных на ЛА и служащих для эффек­
тивного боевого применения АСП.
По типу применяемых АСП установки подразделяются на ра­
кетно-бомбардировочные (РБУ) и артиллерийские (АУ).
РБУ служат для загрузки, крепления, обеспечения условий транс­
портировки и безопасного отделения от ЛА авиационных бомб, управ­
ляемых и неуправляемых авиационных ракет. РБУ подразделяются на
установки ракетного вооружения и бомбардировочные установки.
АУ — служат для крепления оружия на ЛА, питания его патро­
нами, отвода гильз и звеньев.
2.3.3. Системы управления вооружением
Система управления вооружением (СУВ) — совокупность сис­
тем, предназначенных для решения следующих задач:
• снабжения АСП электропитанием, сжатым газом (СПит);
• обеспечения условий транспортировки АСП и подготовки в
соответствии с заданным алгоритмом расчетов траектории их движе­
ния, установки взрывательных устройств (СУВУ);
• обеспечения предстартовой подготовки (СПП) и организации
ведения огня всеми видами АСП для достижения максимальной эфС. О р д ж о н и к и д з е
аа
«о
я
БИБЛИОТЙА
М
А И
фективности поражения целей и безопасности их отделения от ЛА
(СУО), а также аварийное использование подвесок (САО);
• выдачи сигналов целеуказания координаторам управляемых
АСП (СЦУ).
Система объективного контроля (СОК) служит для регистрации
параметров траектории носителя, режимов работы его систем, пара­
метров цели и коррекции команд по организации ее поражения.
2.3.4. Прицельные системы
Прицельные системы (ПС) предназначены для решения задач
прицеливания для различных видов и типов АСП и выдачи на систе­
му индикации экипажа текущей и разовой информации о цели, сте­
пени готовности АСП к применению.
По принципу действия ПС подразделяются на радиолокационные
(РЛПС) и оптико-электронные (ОЭПС), которые могут включать теп­
лопеленгаторы (ТП), тепловизоры (ТВ) и лазерные дальномеры (ЛД).
В последние годы ПС входят в состав прицельно-навигацион­
ных комплексов (ПрНК), которые, помимо задач прицеливания, ре­
шают навигационные задачи. В состав ПрНК, как правило, помимо
ПС, входят бортовые датчики информации о параметрах полета ЛА,
датчики воздушной и путевой скорости, высоты, пространственного
положения ЛА и т. д.
2.3.5. Наземные средства обеспечения
Наземные средства обеспечения (НСО) — аппаратура для кон­
троля и подготовки к боевому вылету летательного аппарата и АСП,
а также средства, с помощью которых осуществляется снаряжение
ЛА авиационными средствами поражения. Часть НСО входит в со­
став бортового оборудования ЛА, часть — в состав наземного аэро­
дромного оборудования.
Наземные средства обеспечения содержат:
• контрольно-поверочную аппаратуру (КПА) для проверки бор­
товых систем носителя (ЛА) и самих АСП, а также контрольно- изме­
рительную аппаратуру (КИА) для тех же целей. Первая используется
для проверки функционирования систем, вторая — для регулировки и
поиска неисправностей;
18
• технические средства хранения, транспортировки и монтажа на
установке АСП. Они включают герметичные контейнеры для хранения
АСП, транспортировочные тележки, специальные подъемные устройст­
ва для подвески АБ, АУР, НАР, боевого комплекта АУ (АТС);
• средства объективного контроля, специальную аппаратуру
для обработки и дешифрования регистраторов параметров полета и
параметров КАВ при боевом применении АСП;
• технические средства снаряжения (ТСС) АСП, специальную
оснастку, инструмент, аппаратуру для сборки АСП и подготовки к
боевому применению. Например: сборка АУР, если они поставляют­
ся по отсекам, набивка патронов в ленты.
2.3.6.
Системные требования
к комплексу авиационного вооружения
Перечислим основные системные требования к КАВ:
1. Применяемые на ЛА АСП должны эффективно поражать ос­
новные цели, установленные для данного типа ЛА.
2. Массогабаритные параметры АСП должны обеспечивать
возможность их размещения на ЛА в количестве, соответствующем
боевой максимальной нагрузке.
3. КАВ должна обеспечивать безопасность носителя при любых
установленных для него режимах боевого применения без ограничений.
4. Аэродинамическая компоновка КАВ на ЛА, конфигурация
АСП и установок авиационного вооружения должны в минимальной
степени снижать ЛТХ ЛА.
5. Должна обеспечиваться прочность и надежность работы КАВ
как при транспортировке, так и при применении АСП.
6. Техническое рассеивание боеприпасов, возникающее в ре­
зультате возмущающего действия носителя на боеприпасы при их
отделении, не должно снижать точность стрельбы и бомбометания.
7. КАВ не должен ограничивать возможные режимы полетов
носителя в результате возникающего аэродинамического нагрева ус­
тановок и АСП.
8. Система снаряжения ЛА АСП должна обеспечивать быструю
подготовку его к повторному вылету.
19
9. Условия боевого применения АСП не должны требовать вы­
полнения таких режимов полета носителя, при которых существенно
сокращается среднестатистическое время “боевой жизни” ЛА вслед­
ствие противодействия противника.
10. КАВ должна быть унифицирована как по классам ЛА, так и
по номенклатуре АСП.
Раздел II. ВЗРЫВЧАТЫЕ ВЕЩЕСТВА
И ПОРОХА, ИСПОЛЬЗУЕМЫЕ
В АВИАЦИОННЫХ СРЕДСТВАХ
ПОРАЖЕНИЯ. СТРУКТУРА БОЕВЫХ
ЧАСТЕЙ, ПОРАЖАЮЩЕЕ ДЕЙСТВИЕ
АВИАЦИОННЫХ СРЕДСТВ ПОРАЖЕНИЯ
Глава 3. Общие сведения
о взрывчатых веществах
§ 3.1. Взрывчатые вещества и пороха.
Виды взрывных процессов
Уничтожение объектов противника обеспечивается поражаю­
щим действием (фугасным, кумулятивным, осколочным, зажига­
тельным) средств поражения, использующих потенциальную энер­
гию взрывчатых веществ, которыми снаряжаются их боевые части.
Химическим взрывом называется быстрая химическая реакция с
выделением тепла, образованием большого количества газообразных
продуктов взрыва, с переходом потенциальной энергии химической
связи в разрушительную механическую работу.
Взрывчатыми веществами (ВВ) называются вещества, способ­
ные под влиянием внешнего воздействия к очень быстрым химиче­
ским превращениям с выделением большого количества тепла и го­
рячих газов.
Время реакции химического взрыва составляет порядка ІО"5 с,
начальное давление продуктов взрыва достигает (150...200)х10~ МПа,
21
температура продуктов взры ва— 3500-4500 °С, объем вещества
увеличивается в 1000-1200 раз.
В зависимости от скорости распространения взрывной реакции
различают три вида взрывных процессов: горение, взрыв и детонация.
Горение — взрывной процесс, протекающий сравнительно мед­
ленно и с переменной скоростью, обычно от долей сантиметров до
нескольких метров в секунду. На открытом воздухе процесс протека­
ет спокойно, без взрывных эффектов и заметных механических дей­
ствий.
В ограниченном пространстве возможно резкое возрастание
давления и метательное механическое действие. Этот вид взрывного
процесса характерен для порохов и используется в стрелковом ору­
жии, а также в целом ряде газовых приводов.
Взрывом называется процесс, протекающий с переменной ско­
ростью, измеряемой тысячами метров в секунду. Он характеризуется
резким скачком давления в месте взрыва и ударом газов по окру­
жающей среде. Этот удар вызывает дробление и сильные деформа­
ции предметов на относительно небольших расстояниях.
Детонацией называется взрывной процесс, распространяющий­
ся с постоянной скоростью, максимально возможной для данного ВВ
и для данных условий. Скорость детонации является постоянной ве­
личиной для каждого ВВ и зависит от плотности заряда.
С увеличением плотности скорость детонации увеличивается.
Для применяемых на практике ВВ она составляет 3000-10000 м/с.
§ 3.2. Основные характеристики взрывчатых веществ
Чувствительность В В — способность к взрывным превраще­
ниям под влиянием внешних воздействий.
Внешнее воздействие — инициирующий импульс, который при­
водит к подрыву ВВ. Инициирующий импульс может создаваться
нагревом ВВ, механическим воздействием (удар, трение), электриче­
ским разрядом, энергией взрыва другого ВВ. Чувствительность ВВ
зависит от большого числа факторов: температуры ВВ, агрегатного
состояния, физической структуры, плотности заряда и наличия при­
месей. Чем выше плотность, тем ниже чувствительность.
Примеси, которые повышают чувствительность, называются
сенсибилизаторами. Это стекло, металлический порошок и другие
22
частицы с острыми гранями, высокой твердостью и температурой
плавления.
Примеси, ухудшающие чувствительность, называются флегматизаторами. Это парафин, воск, вазелин и другие вещества, спо­
собные покрывать кристаллы ВВ тонкой пленкой.
Измеряется чувствительность при механическом воздействии в
процентах срабатывания, при нагреве — температурой нагрева, при
электрическом разряде — силой тока.
Стойкость ВВ — способность сохранять свои свойства в усло­
виях длительного хранения. ВВ — химические соединения, которые
со временем разлагаются. Скорость химического разложения неве­
лика (десятки лет), но с увеличением температуры заряда резко воз­
растает. Так, при повышении температуры на 10 °С разложение про­
исходит в 2-4 раза быстрее, т. е. при увеличении температуры на
100 °С скорость разложения ВВ возрастает в 210-412 раз, что может
привести к тепловому взрыву. Эту характеристику необходимо учи­
тывать при проектировании АСП. При подвеске АСП на Л А, летя­
щем на скорости М > 1, температура кинетического нагрева может
достигать 250-300 °С.
Теплота взрыва ВВ — количество тепла, которое выделяется
при взрыве 1 кг ВВ.
Для ВВ, используемых в разрывных зарядах, теплота взрыва со ­
ставляет 900-1800 ккал/кг (при сгорании 1 кг антрацита выделяется
8000 ккал).
Бризантностъ В В — способность к местному разрушению в
результате резкого удара продуктов взрыва по среде, окружающей
заряд. Оценивается бризантность по мощности, отнесенной к едини­
це объема (ккал/(л-с)). Наблюдается бризантность на очень близком
расстоянии от места взрыва (дробление корпуса боевой части на ос>колки).
Фугасностъ В В — способность к разрушению окружающей
среды продуктами взрыва, а также действием ударной волны, кото­
рая раскалывает и отбрасывает среду. Оценивается работой, совер­
шаемой 1кг ВВ при адиабатическом расширении (Ѵ= const) до тем­
пературы абсолютного нуля; размерность (кгм/кг).
Температура взрыва — температура, до которой нагреваются
продукты взрыва.
23
Температура вспышки — температура открытого пламени, при
которой происходит инициирование ВВ.
Температура самовоспламенения— температура, при которой
ВВ загорается при отсутствии открытого пламени.
Пример: тротил (C6H2(N 0 2)3CH3) имеет чувствительность 4-8% ,
теплота взрыва — 1010 ккал/кг, бризантность— 93x106 ккал/(л-с),
температура самовоспламенения 300 °С.
§ 3.3. Классификация взрывчатых веществ
В зависимости от применения ВВ подразделяются на четыре груп­
пы: инициирующие, бризантные, метательные, пиротехнические.
Инициирующие взрывчатые вещества применяются для воз­
буждения взрывчатого превращения зарядов (бризантных, метатель­
ных, пиротехнических). Сами инициирующие ВВ срабатывают от
незначительного внешнего (удар, накол, нагрев) воздействия, а про­
цесс взрыва отличается очень малым периодом нарастания скорости
до максимального значения в сравнении с другими типами ВВ.
К ним относятся: гремучая ртуть, азид свинца, ТНРС, тетразен.
Гремучая ртуть Hg(ONC)2 — белый кристаллический порошок,
в воде не детонирует, плотность 4,31 г/см3, температура самовоспла­
менения — 180 °С, применяется для изготовления ударных и на­
польных составов, которыми снаряжаются капсюли-воспламенители
и капсюли-детонаторы. Гремучая ртуть является наиболее чувстви­
тельным инициирующим ВВ. Она легко взрывается от незначитель­
ного удара.
Азид свинца PbN6 — мелкокристаллическое вещество белого
цвета, плотность 4,6 г/см3, имеет чувствительность в 2-3 раза мень­
ше, а инициирующую способность в 8-10 раз выше, чем у гремучей
ртути. Он применяется для снаряжения капсюлей-детонаторов, кап­
сюлей-воспламенителей. ТНРС — тринитрорезорцинат свинца
C6H (N 02)30 2Pb, или свинцовая соль стифнитовой кислоты, — по­
рошкообразное вещество светло-желтого цвета, плотностью
3,12 г/см3, обладает низкой инициирующей способностью, чувстви­
телен к лучу огня и при воспламенении дает мощную вспышку.
Применяется для снаряжения капсюлей-детонаторов, капсюлейвоспламенителей в смеси с другими инициирующими веществами.
24
Бризантные взрывчатые вещества используются в качестве
разрывных и подрывных зарядов. Они менее чувствительны к
внешним воздействиям, чем инициирующие ВВ и имеют больший
период нарастания скорости разложения до максимального значе­
ния. Основным видом взрывчатого превращения бризантных ВВ
является детонация, которая вызывается обычно взрывом иниции­
рующих ВВ. Бризантные ВВ выделяют в две группы: однородные и
неоднородные.
К однородным бризантным ВВ относятся: тротил, гексоген, октоген, тэн, пироксилин, нитроглицерин и др., к неоднородным —
сплавы нескольких ВВ, аммониты, динамиты и др.
Однородные бризантные ВВ. Тротил СбН2(Ж )2)зСНз — кри­
сталлическое вещество желтоватого цвета, хорошо прессуется, пла­
вится при температуре 81 °С. Тротил химически стоек, практически
не взаимодействует с металлом. При простреле пулей не детонирует,
на воздухе горит без взрыва. Применяется в смеси с другими мощ­
ными ВВ.
Тетрил C7H5N(N02)4 — твердое кристаллическое вещество
желтоватого цвета, температура плавления 131 °С. Чувствительность
тетрила выше, чем у тротила, поэтому применяется чаще всего
именно в смеси с ним.
Гексоген СзНбК60 6 — кристаллическое вещество белого цвета,
температура плавления 203 °С. Очень мощное ВВ с высокой (70-80%)
чувствительностью. В смеси с тротилом или флегматизаторами при­
меняется для снаряжения боевых частей АСП.
Октоген C4H8N4(N02)4 — ВВ, похожее на гексоген, обладающее
большой стойкостью к нагреву, применяется в различных смесях для
снаряжения АСП, стойких к кинетическому нагреву.
ТЭН С3Н8(Ж )з)4 — кристаллическое вещество белого цвета,
температура плавления 141 °С, обладает 100%-ной чувствительно­
стью. Применяется для снаряжения капсю лей— детонаторов, кап­
сюлей-воспламенителей в дополнительных детонаторах, детони­
рующих шнурах.
Сплавы бризантных ВВ. Для получения необходимых характе­
ристик боевых зарядов используются сплавы ВВ, состоящие из двух
и более компонентов механической смеси.
ТГ-20 состоит из 20% тротила и 80% гексогена; Т Г -50— из
50% тротила и 50% гексогена; Т Г А — из 60% тротила, 24% гексо­
25
гена и 16% алюминиевой пудры; А -ІХ -І— из 95% гексогена и 5%
парафина; А-ІХ-2 — из 80% гексогена и 20% алюминиевой пудры.
Все сплавы обладают сильным фугасным и зажигательным дей­
ствием и применяются для снаряжения боевых частей авиационных
бомб, неуправляемых и управляемых авиационных ракет, артилле­
рийских боеприпасов.
Смесевые бризантные ВВ. Аммонийно-селитровые — аммотол (40-90% NH4NO2 + тротил), аммонал (NH4NO2 + 25%А1 + 3%С);
оксиликвиты — горючие вещества + жидкий кислород. В АБ могут
использоваться только аммотолы.
Метательные ВВ. Пороха применяются в качестве метательно­
го средства в артиллерийских выстрелах, в качестве вышибных заря­
дов в пиропатронах кассетных боеприпасов, противопожарных сис­
тем и систем катапультирования, в механизмах взрывательных
устройств, в качестве твердого топлива в ракетных двигателях авиа­
ционных ракет.
Пороха бывают смесевые и нитроцеллюлозные. Смесевые поро­
ха — механическая смесь горючих, окислительных и связующих ве­
ществ.
Например, дымный порох состоит из 75% калиевой селитры
(K N 03) — окислитель, 15% древесного угля (С) — горючее, 10% се­
ры (S) — связующее вещество. Скорость горения 8-10 мм/с, приме­
няется в воспламенительных и вышибных зарядах, взрывателях. Лег­
ко воспламеняется от искры. К основным компонентам добавляют
присадки, увеличивающие или уменьшающие скорость горения.
В ракетных порохах в качестве окислителей применяются смеси
нитратов и перхлоратов (нитрат аммония, перхлорат калия и др.), в
качестве горючего — каучук, смолы, пластмассы. Например, в соста­
ве твердотопливного ракетного двигателя ТР-Н-3062 (США): 72%
перхлоратаммония — окислитель, 12% полиуретана — горючее, 16%
алюминия. Эти составы имеют более высокие энергетические харак­
теристики по сравнению с нитроцеллюлозными порохами.
Нитроцеллюлозные пороха состоят из нитратов целлюлозы, рас­
творителей, стабилизаторов, флегматизаторов, пламягасящих доба­
вок и других компонентов. Нитраты являются источником энергии
пороха. В зависимости от процента содержания азота нитроцеллю­
лозные пороха подразделяются на пироксилиновые (N > 12%) и коллоксилиновые (N < 12%).
26
Коллоксилиновые пороха, в которых в качестве растворителя
используется нелетучий нитроглицерин, называются нитроглицери­
новыми.
Пироксилиновые пороха применяются в артиллерийских вы­
стрелах. Нитроглицериновые пороха более мощные и дешевле в про­
изводстве, но они более взрывоопасные и более высокотемператур­
ные, поэтому в ствольном оружии не используются. Целлюлоза —
клетчатка, она содержится в хлопке (92-93% ), в древесине (50-60% ),
льне, соломе и т. п. Из нитратов целлюлозы с помощью растворите­
лей создают пластичные массы, из них прессованием изготавливают
любые формы пороховых зарядов. Для производства используется
оборудование, подобное оборудованию фабрик макаронных изделий.
В качестве растворителей используются этиловый спирт, эти­
ловый эфир, ацетон (летучие растворители), а также нелетучий рас­
творитель — тротил. При сушке пороха летучие растворители уда­
ляются, а нелетучие — остаются и являются дополнительным
источником энергии.
Стабилизаторы повышают химическую стойкость пороха. Это
дифениламин (C6H5)NH и центролит. Флегматизаторы уменьшают
скорость горения пороха (камфора). Пламягасящая добавка вводится
для устранения пламени при выстреле (сульфат калия, канифоль).
Пироксилиновые пороха изготавливают различной формы, обла­
дающей регрессивной (рис. 3.1) (убывающей), постоянной (рис. 3.2) и
прогрессивной (рис. 3.3) (возрастающей), скоростью горения.
Пиротехнические составы применяются для снаряжения осве­
тительных, трассирующих, сигнальных, зажигательных и дымовых
зарядов. Они представляют собой смеси неорганических окислите­
лей с металлическими и цементирующими добавками.
Осветительные составы (ОС) предназначены для освещения
местности в ночное время и применяются в осветительных и фото­
графических авиабомбах. Осветительные средства характеризуются
силой света и освещенностью местности. Сила света и скорость го­
рения являются важными характеристиками изделий при примене­
нии ОС. Основными их компонентами являются нитраты натрия, ба­
рия, а также металлический порошок А1 или Mg с добавлением
связующих. Количество металлического порошка в ОС может дохо­
дить до 40%. Итак, основными компонентами осветительных соста­
вов являются:
27
• горючее: Al, Mg или AI + Mg = AM;
• окислители: B a(N 03)2 или КОСЪ;
• цементатор: шеллак, канифоль, олифа.
Регрессивная скорость горения
Цилиндр
Параллелепипед
Шар
Рис. 3.1
Постоянная скорость горения
Рис. 3.2
Прогрессивная скорость горения
Рис. 3.3
Фотосмеси имеют такой же состав, как и осветительные соста­
вы. Однако инициирование осуществляется не зажигательным им­
пульсом, а детонационным, чтобы обеспечить продолжительность
вспышки 0,1-0,05 с, необходимой для работы фотоаппаратуры.
Сигнальные составы. Содержат: горючее, окислители, цементаторы, а в качестве красителей используются соли.
Сигнальные составы окрашиваются солями в следующие цвета:
• бария Ва(С13)2 — зеленый;
28
• натрия NaNo3 — желтый;
• стронция Sr(N0 3)2 — красный;
• меди С иС 03 — синий.
Зажигательные составы. Содержат: А1 + Fe20 3 — термит с
температурой горения 2500°, А1 (10%) + Mg (90% )— электрон с
температурой горения 2800 °С.
Средства инициирования. Средствами инициирования боевых за­
рядов авиационных средств поражения являются: капсюли-воспламе­
нители, капсюли-детонаторы, капсюльные втулки и взрыватели для ар­
тиллерийских боеприпасов; авиационные взрыватели для авиационных
бомб и неуправляемых авиационных ракет; предохранительно­
исполнительные механизмы для управляемых авиационных ракет, кор­
ректируемых авиационных бомб и авиационных торпед.
Глава 4. Структура боевых частей авиационных
средств поражения
§ 4.1. Устройство боевой части
Боевая часть (БЧ) А С П — устройство, предназначенное для
формирования поражающего воздействия на объект противника.
Боевая часть (рис. 4.1) состоит из корпуса б, основного заряда 5,
детонатора 4, промежуточного заряда 3, усилительного заряда 2 и
капсюля 1.
Корпус выполнен из прочного материала и предназначен для
размещения основного заряда, детонатора и формирования пора­
жающих факторов (фугасного, зажигательного, осколочного и т. п.).
1
2
3
Рис. 4.1
29
4
5
6
Основной заряд ВВ, как правило, бризантный (может быть за­
жигательный, пиротехнический).
Детонатор состоит из бризантного вещества, более чувстви­
тельного, чем ВВ основного пиротехнического заряда.
Промежуточный заряд состоит из бризантного ВВ (если основ­
ной заряд бризантный), обладающего большой мощностью для на­
дежного инициирования детонатора.
Усилительный заряд содержит инициирующий состав для уси­
ления импульса от капсюля.
Капсю ль— элемент детонационной цепочки основной цепи.
Состоит из инициирующих ВВ, чувствительных к механическому,
тепловому или электрическому импульсу.
В зависимости от типа БЧ бывают капсюли-детонаторы и кап­
сюли-воспламенители. Совместно с другими элементами основной
цепи они предназначены для передачи взрывного или детонационно­
го импульса от ударного механизма взрывного устройства к детона­
тору БЧ с определенной временной задержкой.
При воздействии на капсюль (механическое, тепловое и т. д.) он
срабатывает и передает импульс на усилитель, усилитель вызывает
срабатывание промежуточного заряда, а затем детонатора, который
вызывает срабатывание основного заряда.
§ 4.2. Типы боевых частей
Фугасная боевая часть служит для поражения объектов против­
ника влиянием газообразных продуктов взрыва и ударной волной. Воз­
действие продуктами взрыва распространяется на расстояние, равное
10-12 радиусам сферического заряда, затем в воздушной среде ударная
волна отрывается от продуктов взрыва. При давлении за фронтом
ударной волны Р\ = 50 ат скорость движения воздушного потока будет
равна Ѵвп = 1800 м/с, при Р\ = 2 ат Квп = 174 м/с. На расстоянии, рав­
ном 25-50 радиусов заряда, КВп = 330 м/с и потом затухает.
Радиус поражения взрывной волной может быть определен по
формуле
где со — масса заряда, кг;
к — коэффициент, зависящий от свойств, объема и степени по­
ражения. Для легкого танка к = 0,5.
30
Осколочно-фугасная боевая часть служит для поражения объ­
ектов противника как фугасным, так и осколочным действием. От
фугасной БЧ отличается конструкцией, обеспечивающей произ­
вольное или организованное дробление корпуса на осколки, либо
наличие в конструкции специальных осколочных элементов. Для ор­
ганизованного дробления корпуса могут быть использованы насечки
на корпусе, прокладки с кумулятивными выемками, специальные
осколочные элементы. Различают три поражающих фактора дейст­
вия осколков: пробивное, зажигательное и инициирующее.
Кумулятивная боевая часть предназначена для поражения
бронезащитных объектов противника. Разрывной заряд такой БЧ
имеет выемку, которая называется кумулятивной (рис. 4.2). Кумуля­
тивный заряд — заряд направленного взрыва. Продукты взрыва со
всех точек поверхности выемки разлетаются в направлении оси заря­
да. У оси заряда продукты взрыва, соударяясь друг с другом, уп­
лотняются, в результате чего образуется мощный газовый поток, ко­
торый называется кумулятивной струей. Наименьшее сечение струи
называется фокусом, а расстояние от основания выемки до фокуса —
фокусным расстоянием F.
Рис. 4.2
Находящиеся за броней уязвимые агрегаты поражаются пробив­
ным, зажигательным и инициирующим действием проникающих за
броню остатков струи и осколков брони. Осколки корпуса АСП спо­
собны поразить находящуюся вблизи бронированных целей живую
силу противника.
Зажигательная боевая часть предназначена для создания оча­
гов пожара и для непосредственного поражения огнем живой силы и
техники противника. По характеру действия зажигательные боевые
части могут быть сосредоточенного и рассредоточенного действия,
т.е. создающие один или большое количество очагов огня. Боевые
части таких АСП снаряжаются зажигательными составами, высокая
температура горения которых обеспечивает создание очагов пожара
31
и поражение целей огневым действием. Современные зажигательные
составы развивают при горении температуру примерно 1000-3000 °С
и трудно поддаются тушению обычными (подручными) средствами.
Глава 5. Поражающие действия авиационных
средств поражения
§ 5.1. Ударное действие
авиационных средств поражения
5.1.1. Закономерности движения авиационных средств
поражения
Авиационные средства поражения уничтожают или выводят из
строя воздушные, наземные, надводные или подводные цели либо
одним из факторов воздействия: ударным, фугасным, кумулятивным,
осколочным или зажигательным, либо несколькими одновременно.
Авиационные бомбы, ракеты, артиллерийские снаряды при сво­
ем движении
приобретают большую кинетическую энергию и,
встречаясь с целью, внедряются в нее и продолжают движение до
полной остановки или пробития.
Закономерности движения АСП в сплошной среде рассматри­
ваются в теории проникания, которая решает следующие задачи:
• расчет проникающего, бетонобойного или бронебойного
действия;
• расчет времени замедления срабатывания взрывателей бое­
вых зарядов АСП;
• расчет на прочность корпусов АСП;
• расчет фортификационных сооружений.
5.1.2. Действие авиационных средств поражения
в сплошной среде
Согласно теории проникания сила сопротивления, с которой
преграда (цель) действует на АСП, может быть выражена в виде
суммы:
32
F1 = F1+F2+F3’
(5.1)
где F i — статическая сила сопротивления среды;
Fi — динамическая сила сопротивления среды;
F-i — сила трения между поверхностью АСП и материалом пре­
грады;
Fj. определяется опытным путем при стрельбах снарядами оп­
ределенного калибра.
Для расчета проникающего действия используются полуэмпирические формулы, которые основаны на интегрировании уравнений
движения АСП в сплошной среде с учетом силы сопротивления сре­
ды, полученной в результате эксперимента.
Ударное действие АСП можно характеризовать толщиной про­
биваемой преграды или величиной пройденного в преграде пути S,
измеряемых в метрах, и временем, затраченным на это действие t, с.
Из второго закона механики следует
F = та,
(5.2)
где F — сила, действующая на АСП массой т, которое двигается с
ускорением а.
Представим, что а =
dt
,е
тель на dS, получим а = V —
dS
, тогда, умножив числитель и знамена.
Подставим это выражение в формулу (5.2) и получим
mVdV
F ;
(5.3)
mdV
F
(5.4)
Если вместо силы F подставить силу сопротивления Fy с об­
ратным знаком и проинтегрировать оба уравнения, то получим иско­
мые параметры S и t.
Французский ученый Ж.-В. Понселе (1788-1867) предложил
двучленный закон сопротивления преграды:
Fn = nR2(a + bV2),
где
Fn — сила сопротивления преграды;
33
(5.5)
R — радиус снаряда;
а — статическая составляющая силы сопротивления, имеет раз­
мерность давления (Па);
b — динамическая составляющая силы сопротивления, имеет
размерность плотности (кг/м3);
V — скорость движения снаряда в сплошной среде.
При составлении дифференциального уравнения движения сна­
ряда с учетом предложенной силы сопротивления преграды приняты
следующие допущения:
• среда однородная;
• движение снаряда в среде прямолинейное;
• силой тяжести пренебрегаем, так как она существенно неве­
лика;
• сила трения не учитывается.
Подставляя выражение (5.5) с отрицательным знаком в форму­
лу (5.2) и вводя под интеграл новую переменную z = а + ЬѴ2 и, со­
ответственно, dz = 2bVdV, изменяя пределы, получим текущее зна­
чение пройденного снарядом пути S:
S=
т 7 dz
nR22 b \~ z '
(5.6)
Беря этот интеграл и возвращаясь к переменной V, получим
5 = - ^ - \ \ п ( а + ЬѴ2)-\а [ а + ЬѴ2]\.
2nR2b L V
c’
V
(5.7)
Переходя к десятичным логарифмам и определяя максимальный
путь снаряда в сплошной среде S =
при V = 0, получаем
S =
2,303 т ,
2пR2b
ig \i+-v;
(5.8)
где VQ— скорость встречи снаряда с преградой;
V — текущая скорость снаряда в сплошной среде.
Проведя подобные действия с выражением (5.5), получим время
t, соответствующее текущему значению пройденного снарядом пути
в сплошной среде:
т
nR'dab
^
Ь гг
\a с
\Ъ г,
ѵ
\ aс
t = — Г 7 = 7 агс% ~ К ~ агс% -
34
(5.9)
и максимальное время tM при V = 0:
(5.10)
Значения коэффициентов а и Ъ определяют экспериментально, и
они зависят от среды (табл. 5.1), а также от формы головной части
( /Л
снаряда (АСП) X = / — (табл. 5.2), где h — высота головной час­
ти снаряда, d — диаметр снаряда.
Таблица 5.1
Ь, кг/мй
а, Па
117,6x10й
54,156x10й
316x10й
4,266x10й
10,256x10й
8,636x10й
20,56x10й
11,376x10й
Среда
Известняк (скала)
Каменная кладка
Кирпичная кладка
Гравий
Глина
Слабый грунт
Дерево (дуб)
Дерево (ель)
1765,8
806,3
465
85,3
357
695
412
113,8
Таблица 5.2
h/d
X
0,0-0,5
1,1
0,5-1,0
1,0
1,0-1,5
0,9
1,5-2,0
0,8
Формулы Ж.-В. Понселе принимают вид
(5.11)
(5.12)
В 1912 г. в России на о. Березань (Черное море) были проведе­
ны полигонные стрельбы для исследования условий проникания ар­
тиллерийских снарядов в различные среды. На основании обработки
результатов исследования получена более простая формула под на­
званием “березанская”:
SM=kn^ V ccosac,
35
(5.13)
где кп— коэффициент сопротивления преграды;
а с — угол встречи снаряда с преградой (рис. 5.1).
Современный вид “березанской” формулы учитывает форму го­
ловной части снаряда:
$.=*„>•, J o c o s a , .
Значения функции А, = /
(5.14)
— , где h — высота головной части
\ иу
снаряда (бомбы), d — диаметр снаряда, приведены в табл. 5.3.
Таблица 5.3
hid
X]
0,0-0,5
1,0
0,5-1,0
1,1
1,0-1,5
1,25
1,5-2,0
1,4
Значения коэффициента кп приведены в табл. 5.4.
Таблица 5.4
Среда
Глина
Песок
Известняк
Бетон среднего
качества
К
7,0x10"6
4,5x10“*
2,0х10_6
1,0х 10“6
Среда
Гранит
Сосна, ель
Ж/бетон в/к
Ж/бетон
марки 500
36
кп
1,6x10-6
5,охіо“*
0,8x10“*
0,7хЮ“6
5.1.3. Проникание авиационных средств поражения
в многослойную преграду
Действие АСП при проникании многослойной преграды рассмот­
рим на примере преграды, состоящей из двух слоев, отличных друг от
друга как толщинами Si и S2, так и материалами с коэффициентами со­
противления преграды к„\ и кп2, пробиваемой авиабомбой (рис. 5.2).
Рис. 5.2
777
Пользуясь современной “березанской” формулой SM=кп\ — Ѵс х
d'
х cos а с, определяем максимальную толщину первого слоя преграды
5мі- Если 5мі > S\, значит скорость авиабомбы на выходе из первого
слоя больше 0, т. е. Ѵ\ > 0. Скорость Ѵ\ определяем, пользуясь фор­
мулой
ѵ, = ѵ * М -
f S, л
A
(5.15)
J
которая представляет собой зависимость скорости движения бомбы
(снаряда) в преграде в функции пройденного пути, полученной при
интегрировании дифференциального уравнения движения снаряда в
сплошной среде.
Затем, пользуясь формулой (5.14), определяем Sm2, и при усло­
вии, что Smi > S2, находим Ѵ2 и т. д. Таким образом, пользуясь форму­
лами (5.14) и (5.15), можно рассчитывать проникание бомбы (снаря­
да) в многослойную преграду, слои в которой состоят из разных
материалов.
37
5.1.4. Бронебойное действие авиационных средств поражения
Бронебойное действие АСП зависит от кинетической энер­
гии снаряда и от прочности (т. е. от силы сопротивления) брони.
Сила сопротивления брони на основании многочисленных экспе­
риментов может быть достаточно точно выражена с помощью
формулы
бр = к f-1
nd:
T ’
(5.16)
где F5p — сила сопротивления брони;
к — коэффициент сопротивления;
b — толщина брони;
d — калибр снаряда.
Если принять допущения, что сила сопротивления брони посто­
янна и скорость снаряда при пробивании не изменяется, то можно
сравнить часть кинетической энергии снаряда, затраченной на про­
бивание брони, с работой, совершенной силой F,бР на пути Ь:
с
mV;
nd2 f b у
Ь,
4 <d)
2
(5.17)
где с — коэффициент, учитывающий ту часть кинетической энер­
гии, которая затрачивается на работу по пробивании брони;
т — масса снаряда.
Решая уравнение (5.17) относительно скорости Ѵс, получаем
2- п
Ѵ=к
п+ 1
d~bT
\_
(5.18)
т1
где п — коэффициент, учитывающий сходимость результата экспе­
римента и вычислений.
Наилучшую сходимость с экспериментом формула (5.18) дает
при п = 0,5. Подставляя это значение, получаем
d 0' 7b5 1 0.7
т ' sin Ѳ„
,
Ѵ=к-
,
где к — коэффициент сопротивления брони;
38
(5.19)
біпѲс—
вводится в случаях, когда угол встречи Ѳс (от поверхно­
сти брони) меньше 90°, так как при этом путь, пройденный сна­
рядом в броне, S = ------- (вместо 5 = Ь).
8ШѲС
Если из формулы (5.19) определить Ь, получим
Ь=
т0,715 к sine,.
(5.20)
В этой формуле т — в килограммах; b и d — в дециметрах;
Ѵс— в метрах в секунду; к = 1600...2000 для гомогенной брони;
к = 2000.. .3000 для гетерогенной брони.
Гомогенная броня однородна по всей толщине, она имеет по­
стоянную твердость и вязкость. Гетерогенная броня очень твердая с
лицевой стороны с вязким основанием. В процессе проникания сна­
ряда в броню характер деформации или разрушения будет зависеть
от ее свойств. Для брони низкой твердости и высокой пластичности в
процессе проникания АСП наблюдается пластическое течение ме­
талла в направлениях, минимально сопротивляющихся деформации.
В результате такой деформации на поверхности образуются харак­
терные наплывы (рис. 5.3, а). Для брони высокой твердости в зави­
симости от величины кинетической энергии АСП и от прочности
брони различные варианты пробивания показаны на рис. 5.3, б, в, г.
§ 5.2. Фугасное действие авиационных средств поражения
В результате взрыва в какой-либо среде за короткое время (де­
сятки микросекунд) в небольшом объеме образуются газообразные
39
продукты взрыва с высокой температурой (несколько тысяч граду­
сов) и высоким давлением (десятки миллионов Па). Эти продукты
взрыва производят удар по ближайшему слою среды, сжимая его.
В этом слое резко растут давление и температура, формируется
ударная волна. В воздухе ударная волна распространяется со сверх­
звуковой скоростью 1200-1500 м/с, в воде, поскольку жидкость
практически несжимаема, скорость ее распространения в 4-5 раз
больше и составляет 6000-7000 м/с. На рис. 5.4 представлена карти­
на распространения ударной волны в воздухе: продукты взрыва в
первое мгновение следуют за ударной волной, но потом отстают.
Расстояние, на котором продукты взрыва теряют свою энергию, обо­
значается как RKp и может быть определено с помощью форму­
лы (5.21) (вывод этой формулы см. ниже):
^ = 0 ,4 1 ^ ,
(5.21)
где со — масса заряда.
На рис. 5.5 приведена обобщенная осциллограмма кривой изме­
нения давления на фронте ударной волны во времени.
40
Действие ударной волны распространяется на гораздо большие
расстояния и лучше всего определяется с помощью импульса силы
воздействия на преграду:
/=Т
I= \p(t)dt,
(5.22)
о
где I — импульс силы;
p{t) — сила воздействия ударной волны на преграду.
Однако в формуле (5.22) импульс зависит от величины площа­
ди, на которой ударная волна создает избыточное давление. Поэтому
при расчетах пользуются удельным импульсом, т. е. импульсом,
приходящимся на единицу площади:
/= Т
/, = j Ap(t)dt ,
О
(5.23)
где Ар{і) — избыточное давление на фронте ударной волны, прихо­
дящееся на единицу поверхности.
Импульс силы, который формируется продуктами взрыва, опре­
деляется при условии, что все частицы продуктов взрыва имеют оди­
наковую среднюю скорость, как произведение
І=уѴ(£>,
(5.24),
где i — поправка на принятое допущение об одинаковой средней
скорости продуктов взрыва.
Выразим скорость V через энергию единицы массы ВВ:
где U — кинетическая энергия разлета продуктов детонации;
Uo — энергия единицы массы ВВ.
Отнеся выражение импульса силы к площади поверхности сфе­
ры 4 kR2 и подставив значения численных величин, получим
/, = 2 4 0 - ^ Н-с/м2 ,
R
(5.25)
где R — расстояние от эпицентра взрыва.
Импульс силы, который формируется ударной волной на расстоя­
нии R > RKp, определяется аналогичным образом, за исключением: вме41
сто массы заряда (массы ВВ) берется масса вовлеченного в движение
воздуха тв, вводятся коэффициент, который учитывает долю энергии
продуктов взрыва, переданную ударной волне, и коэффициент, учиты­
вающий распределение скоростей между продуктами взрыва. После
подстановки значений численных величин получим
2
I. = 5 8 0 — Н-с/м2.
R
(5.26)
Подставив в формулы (5.25) и (5.26) значение R = R^, получим
2
2 4 0 - ^ = 580— .
К
К
Решая это выражение относительно RKp, получим
R = 0,41-\/со, м.
Значения удельного импульса І\ (Н-с/м2), при котором происхо­
дит определенный уровень разрушений:
• 30-40 — разрушение остекления;
• 1000 — разрушение легких построек;
• 2000-3000 — разрушение кирпичных зданий.
Наряду с теоретическими формулами для расчета поражающего
действия заряда ВВ при взрыве в воздухе может быть предложена
эмпирическая формула
ДР= * РѴ ^ ,
(5.27)
где Rp — расстояние в метрах от центра взрыва до цели, при кото­
рой происходит ее поражение;
кр— коэффициент пропорциональности, характеризующий
прочность цели;
со — масса заряда ВВ.
Значения коэффициента кр для различных целей (Ь — толщина
стены в метрах):
0,4
• —j= — для кирпичнои стены;
sjb
•
у]Ь
— для бетонной стены;
42
•
•
•
•
•
0,5 — для легкого танка;
0,15 — для тяжелого танка;
0,5 — для ж/дорожного состава;
2,8 — для дверей, оконных рам;
30 — для остекления.
§ 5.3. Кумулятивное действие авиационных средств
поражения
Кумулятивным действием боевых зарядов АСП называется уси­
ление поражающего действия взрыва в определенном направлении,
обусловленное особой формой заряда (лат. cumulatio — увеличение,
скопление).
Кумулятивный эффект был открыт в 1865 г. русским артиллери­
стом М. М. Вересковым.
Особая форма заряда заключается в выемке, чаще всего конусо­
образной формы. При подрыве заряда продукты взрыва двигаются в
направлении, перпендикулярном к поверхности заряда. В результате
их столкновения на оси симметрии заряда происходит их резкое уп­
лотнение, растет температура и скорость истечения.
Расстояние от торца заряда до самого узкого сечения струи на­
зывается фокусом кумулятивной струи.
Значения параметров в фокусе кумулятивной струи составляют:
• температура Т = 6000...7000 °С;
• давление Р = 105 МПа;
• скорость Ѵ= (12...20)-103м/с.
Для повышения эффективности кумулятивного заряда выемка
покрывается облицовкой, которая может быть изготовлена из меди,
алюминия или малоуглеродистой стали. Толщина облицовки состав­
ляет 0,03с/кв для меди и 0,06dKB для алюминия.
Геометрические размеры конусной кумулятивной выемки пока­
заны на рис. 5.6. Из наружных слоев облицовки при взрыве образует­
ся пест. Он содержит 90% веса облицовки и движется со скоростью
500-1000 м/с, 10% веса облицовки внутренних слоев участвует в об­
разовании металлической кумулятивной струи, которая имеет ско­
рость 8000-12000 м/с (рис. 5.7).
43
Рис. 5.7
Рис. 5.6
Использование облицовки увеличивает толщину пробиваемой
брони в 3-4 раза. Для оценочных расчетов глубины пробивания бро­
ни можно использовать формулу
(5.28)
где В — толщина пробиваемой брони, мм;
/о — длина образующей конической облицовки;
р0 — плотность облицовки;
рпР — плотность преграды;
к — коэффициент, учитывающий материал преграды (для стали
* = 3 ,5 ).
На рис. 5.8 приведены зависимости толщины пробиваемой бро­
ни В от расстояния х между зарядом и броней для зарядов с облицов­
кой и без облицовки.
в
X
Рис. 5.8
44
§ 5.4. Осколочное действие авиационных средств
поражения
При взрыве боевых зарядов АСП (артиллерийских снарядов,
авиабомб, ракет, мин) происходит дробление корпуса заряда на ос­
колки.
Осколки под воздействием газообразных продуктов взрыва раз­
летаются с большой скоростью. При своем движении они приобрета­
ют большую кинетическую энергию, которая при встрече с преградой
может быть затрачена на проникание в нее, пробитие, возгорание пре­
грады или детонацию, если осколок попадет в заряд взрывчатого ве­
щества.
Поражающее действие осколка зависит от следующих факторов:
• распределения осколков по массе при взрыве;
• начальной скорости разлета осколков;
• распределения осколков по направлению разлета;
• закономерностей движения осколков в атмосфере, т. е. от их
баллистики.
Распределения осколков по массе определяется эксперимен­
тальным путем при подрыве АСП в бронированной яме с последую­
щим подсчетом количества осколков в определенной весовой группе.
Закон распределения осколков, полученный в результате многочис­
ленных экспериментов, представляет собой дифференциальный за­
кон вида
/ ( * ,) =
NAq,
где N — общее число осколков;
ANq. — число осколков, принадлежащих к массовой группе
Aqi=qi~qi.x.
Рассчитав /(# ,.) для всех групп, можно построить гистограмму
распределения осколков по массе (рис. 5.9). Вероятность попадания
осколка в определенную весовую группу Р, будет выражаться сле­
дующим образом:
Р
'
АЫд;
= f(q,)Aqr
N
45
Форма дифференциального закона означает, что мелких оскол­
ков на несколько порядков больше, чем крупных, а следовательно, и
вероятность их появления много больше. Так как осколки весом ме­
нее q0 не учитываются, то гистограмма начинается не с нуля, а рас­
пределение называется усеченным.
Важнейшей характеристикой дробления оболочки заряда явля­
ется математическое ожидание средней массы осколка q , или сред­
няя масса осколка, которая на основании многочисленных экспери­
ментов может быть выражена как
q * 0,06qm,
(5.29)
где qm — средняя масса максимального осколка.
Средняя масса максимального осколка может быть рассчитана
по формуле проф. В. А. Кузнецова:
1+
§т
■ Y —
-
2166
-’о >
■X , 2
%
1+ "
4
.
где х — коэффициент, зависящий от формы заряда;
рт — плотность материала оболочки;
80 — толщина стенки оболочки, см;
_ ,_ 2 ( н г
ѵ
346
(5.30)
где (г — коэффициент Пуассона;
где /0— длина образующей боеприпаса;
D0 — скорость детонации ВВ, м/с;
Се, Ср — скорости распространения упругих (5000 м/с) и пла­
стических (1000 м/с) деформаций;
Рвв — плотность ВВ заряда.
Начальная скорость разлета осколков может быть определена
из формулы проф. Г. И. Покровского:
(5.31)
где Uо — энергия единицы массы заряда ВВ;
------ коэффициент боевого снаряжения АСП;
<?АСП
совв — масса заряда;
gAcn — масса АСП.
При выводе этой формулы принято допущение, что Ѵ0— является
средней скоростью для всех частиц продуктов детонации. Вводя коэф­
фициент к\, учитывающий потери энергии за счет формы заряда, и ко­
эффициент /с2, учитывающий потери энергии за счет массы заряда, по­
лучим окончательный вид формулы проф. Г. И. Покровского:
ц=
(5.32)
К =
Распределение осколков по направлению также определяется
экспериментально. При обработке результатов эксперимента делает­
ся допущение, что все осколки летят из одной точки. Результаты
эксперимента показывают, что распределение осколков по направ­
лению подчиняется статистическому дифференциальному закону:
(5.33)
47
где N — общее число осколков;
ДіѴ(ф;) — количество осколков, попавших в /-й угловой сектор;
Дер,- — величина элементарного сектора.
Гистограмма распределения пробоин по направлениям разлета
осколков показана на рис. 5.10. Из приведенного рисунка видно, что,
меняя форму заряда, можно формировать направление разлета ос­
колков. Однако, когда собственная скорость АСП соизмерима со
скоростью разлета осколков, для формирования осколочного поля
необходимо вносить коррективы в определение геометрической фор­
мы и мощности заряда.
Баллистика осколков изучает закономерности движения оскол­
ков в воздухе. Эти закономерности определяют параметры: V — ско­
рость движения осколка; S — путь, пройденный осколком и t — вре­
мя существования осколочного поля.
Знания этих параметров позволяет решать следующие задачи:
• определение поражения цели;
• обеспечение безопасности носителя АСП и его экипажа при
боевом применении;
• расчет преград, защищающих цели от действия осколков
конкретного АСП.
При неорганизованном дроблении оболочки заряда образуются
осколки разных масс и разной формы, которые при своем прямоли­
нейном движении к цели еще и вращаются относительно своего цен­
48
тра массы, при этом коэффициент лобового сопротивления и мидельная площадь непрерывно меняются.
Для определения параметров движения осколков принимаются
допущения:
• движение осколка к цели является прямолинейным;
• коэффициент лобового сопротивления с* берется средней ве­
личины и постоянным, так как число М= 2...5;
• осколок рассматривается в виде параллелепипеда со сторонами
а, Ъ, с, а площадь миделя осколка S 0 представляется в виде функции
2
5 0 - Ф ( а ,Р ) я І ,
где
(5.34)
Ф (а,Р ) — функция мидельной площади осколка;
g — масса осколка;
Поскольку сила тяжести g осколка существенно меньше силы
лобового сопротивления О осколка, ею можно пренебречь.
В этом случае дифференциальное уравнение движения осколка
можно записать в виде
dV
dt
= -с*Ф (а,(3)£
іа
=>
(5.35)
Обозначим баллистический коэффициент осколка с/, и выра­
зим его как соотношение
_ с*Р/|Ф(а ’Р)
с, =
(5.36)
Тогда уравнение примет вид
dV_
-с„Ѵ 2.
dt
(5.37)
Если умножить левую часть выражения (5.36) на производную
пройденного осколком пути х, получим
dV _ dVdx
dt
dxdt
49
VdV
dx
Подставив это выражение в уравнение (5.36), разделив перемен­
ные и проинтегрировав полученное выражение, получим
Ѵ = Ѵ0е'ѵ ,
(5.38)
где Ѵ0— начальная скорость разлета осколков.
Интегрируя выражение (5.38), получим
1
V’
а умножив левую и правую части на Ѵо и решая уравнение относи­
тельно V, получаем
Ѵ=
К
1+ chV0t
(5.39)
Эта формула позволяет определить скорость осколка в зависи­
мости от времени его полета. Проделав ряд подобных преобразова­
ний, можно получить формулы для определения пути, пройденного
осколком:
x =— ]n(\ + chV0t),
с*
(5.40)
и времени полета осколка:
t = - ^ - ( e " x - 1).
(5.41)
Раздел III. НЕУПРАВЛЯЕМЫЕ
АВИАЦИОННЫЕ СРЕДСТВА ПОРАЖЕНИЯ
Глава 6. Авиационные бомбы
§ 6.1. Определение, классификация
авиационных бомб
Авиационные средства поражения, сбрасываемые с летательных
аппаратов и предназначенные для поражения наземных, надводных и
подводных целей, называются авиационными бомбами (АБ).
По своему назначению АБ подразделяются на две группы: ос­
новного назначения для уничтожения целей и вспомогательного на­
значения, создающие определенные ситуации, способствующие эф­
фективному решению боевых задач и задач учебно-боевой подготов­
ки войск.
Поражающими факторами АБ первой группы являются: удар­
ное, фугасное, осколочное, кумулятивное, зажигательное действия и
их комбинации. Кумулятивные заряды применяются в бронебойных,
бетонобойных, противотанковых, проникающих АБ. В аббревиатуре,
обозначающей АБ первой группы, содержатся сведения о ее пора­
жающем действии.
К АБ основного назначения относятся: ФАБ, ОАБ, ОФАБ,
БрАБ, БетАБ, ПтАБ, ПЛАБ, ЗАБ, ОДАБ (фугасные, осколочные, ос­
колочно-фугасные, бронебойные, бетонобойные, противотанковые,
противолодочные, зажигательные, объемно-детонирующие).
К АБ вспомогательного назначения относятся: ДОСАБ, НОСАБ,
МОСАБ, САБ, ФотАБ, АгитАБ, ПрАБ, ДАБ, ИАБ (дневные, ночные,
морские орентирно-сигнальные; светящие, фотографические, агита­
ционные, практические, дымовые, имитационные).
51
§ 6.2. Основные характеристики авиационных бомб
Калибр — масса АБ с соответствующими геометрическими раз­
мерами в определенной бомбовой системе (см. рис. 6.1), размер­
ность — кг.
В обозначении АБ калибр проставляется цифрой, следующей за
наименованием АБ. Например: ФАБ-500, ЗАБ-250. Если фактическая
масса АБ отличается от указанного калибра на 10-12%, ее значение
проставляется в виде второй цифры, расположенной вслед за первой.
Например: ОФАБ-250-270, САБ-250-180, где калибр— 250, факти­
ческая масса — 270 и 180 соответственно.
Калибр АБ находится в пределах 0,5-9000 кг.
В зависимости от калибра АБ подразделяются на семь весовых
групп:
I — до 50 кг; I I — свыше 50 до 100 кг; I I I — свыше 100 до
500 кг, I V — свыше 500 до 1500 кг; V — свыше 1500 до 3000 кг;
VI — свыше 3000 до 6000 кг; VII — свыше 6000 до 9000 кг.
Характеристическое время падения — время падения АБ,
сброшенной с горизонтального полета при скорости 144 км/ч с высо­
ты 2000 м. Это эталонная характеристика (как “метр”, “килограмм”,
“ампер”), определяющая баллистический коэффициент АБ (ее аэро­
динамическое качество).
Обозначается характеристическое время падения АБ буквой Ѳ,
размерность — секунды, диапазон изменений от 20,25 до 33,75 с.
Коэффициент наполнения (коэффициент боевого снаряжения) —
отношение массы снаряжения АБ к ее общей массе.
Обозначается буквой г|, диапазон изменений от 0,1 до 0,7. Для
АБ первой группы
где швв — масса взрывчатого вещества;
Gab — масса АБ.
Поражающее действие АБ может определяться как частными,
так и обобщенными характеристиками.
Частные характеристики определяют конкретный характер ущер­
ба для цели: радиус воронки взрыва, ее глубину (ФАБ), толщину проби­
ваемой брони (ПтАБ, БрАБ), радиус поражения осколками (ОФАБ,
ОАБ), площадь зоны поражения при фугасном воздействии и т. п.
52
Обобщенные характеристики определяют необходимое число
попаданий в объект для его уничтожения или вывода из строя на оп­
ределенный срок, приведенную площадь поражения, т. е. площадь,
при попадании в которую цель поражается с вероятностью, равной 1.
Частные характеристики определяются, как правило, экспери­
ментальным путем, а обобщенные — вероятностными методами.
Эксплуатационные характеристики определяют условия бое­
вого применения, хранения, транспортировки и объем подготовки к
боевому применению АБ. Боевое применение определяется высотой,
скоростью, углами пикирования (кабрирования), продолжительно­
стью транспортировки на внешней подвеске. По высотам боевого
применения АБ подразделяют на высотные, всевысотные и АБ для
применения с малых и предельно малых высот (до 100 м).
§ 6.3. Устройство авиационных бомб
Типовая АБ (рис. 6.1) состоит из корпуса 1, снаряжения 2, под­
весной системы — ушков (бугелей) 3 подвески и стабилизатора 4.
Корпус состоит из головной цилиндрической (или слегка кони­
ческой) и хвостовой конической формы частей, которые соединяют­
ся между собой сваркой.
Изготавливается корпус в виде цельной конструкции литьем или
ковкой из стальных бесшовных труб. Форма головной части, матери­
ал и толщина корпуса играют большую роль в формировании пора­
жающего ударного, фугасного или осколочного действия АБ.
К корпусу привариваются ушки 3 подвески, расстояние между
которыми определяются стандартами, соответствующими опреде­
ленной весовой группе АБ.
53
АБ массой до 25 кг не имеют собственной системы подвески и
применяются с помощью сбрасываемых и не сбрасываемых с лета­
тельных аппаратов кассетных систем. АБ калибром свыше 25 кг I и
II групп имеют одно подвесное ушко, III группы — два с базой Б,
равной 250 мм, ІѴ-ѴІ групп — два с базой Б, равной 480 мм,
VII группы — два с базой Б, равной 1000 мм.
Головная часть АБ может быть конической, оживальной или по­
лусферической формы и так же, как и геометрические размеры (диа­
метр АБ, диаметр оперения, длина), зависят от того, к какой бомбо­
вой системе она относится. В России были приняты бомбовые
системы: М-43, М-46, М-54, М-62, каждая из которых соответствует
определенному поколению летательных аппаратов, с присущими им
летно-техническими характеристиками.
Со стороны головной и хвостовой частей АБ привариваются или
присоединяются на резьбе один или несколько запальных стаканов
б, 7 для установки дополнительных детонаторов и взрывателей 5, 8.
Для снаряжения АБ основного назначения применяются бри­
зантные ВВ и зажигательные составы, для АБ вспомогательного на­
значения— различные пиротехнические ВВ. Внутренняя поверх­
ность корпуса покрывается специальным лаком для предохранения
ее от коррозии и изоляции снаряжения от корпуса.
Наружная поверхность боевых АБ окрашивается краской серого
цвета, учебные образцы — черного цвета. На корпус АБ наносятся
надписи: название, номер завода-изготовителя, номер партии, дата
выпуска, тип снаряжения, характеристическое время падения АБ и
высота применения.
Для транспортировки на скоростных самолетах на наружной
подвеске применяются АБ бомбовой системы М-62, снаряжение ко­
торых имеет необходимо высокую температуру самовоспламенения,
а также могут иметь внутри корпуса резервный объем, который за­
полнятся при плавлении заряда под воздействием кинетического на­
грева. К наименованию АБ в этом случае добавляется буква “Т”
(ФАБ-250 М-62Т).
§ 6.4. Траектория движения авиационной бомбы
После отделения АБ от летательного аппарата траектория ее
движения обусловлена действием силы тяжести (mg) и аэродинами54
ческой силы (R). Равнодействующая этих двух сил (F) в векторной
форме может быть выражена как
F = mg + R ,
(6.2)
где т — масса АБ;
g — ускорение силы тяжести АБ;
F — равнодействующая сил, действующих на АБ.
Модуль силы сопротивления аэродинамической силы определя­
ется по известной формуле:
Д = Сг( М ) £ р р ,
(6.3)
где S — площадь поперечного сечения АБ;
С*(М) — коэффициент сопротивления АБ;
М = а/Ѵ — число Маха;
а — скорость звука;
V — скорость воздушного потока;
р — плотность воздуха.
Формула (6.3) является универсальной для всех авиационных
средств поражения, но коэффициент СЛ(М) зависит от их формы, по­
этому для упрощения вычислений по определению баллистических
элементов коэффициент сопротивления выражают через эталонный
коэффициент сопротивления (закон сопротивления) и коэффициент
формы і:
СІ (М) = іСя (М ).
(6.4)
Подставив выражение (6.4) в (6.3), получим
R = mkCpV2Cx0(M ) .
(6.5)
Величина
.7 2
С = ІО3—
т
(6.6)
называется баллистическим коэффициентом сопротивления. Он ха­
рактеризует влияние формы, размеров и массы АСП на силу лобово­
го сопротивления. (Множитель ІО3 вводится для того, чтобы при из­
мерении диаметра d АСП в метрах и массы т в килограммах
величина баллистического коэффициента характеризовалась числа55
7Г
ми, удобными для практического использования, к - — 10
8
з
— по-
стоянная величина).
На рис. 6.2 представлены графики зависимостей коэффициентов
сопротивления неуправляемых АСП от числа Маха: С„(М ) —
эталонная функция изменения коэффициента сопротивления (закон
сопротивления Сиачи), 1 — сферический снаряд, 2 — авиационная
бомба, 3 — пушечный снаряд, 4 — пуля, 5 — НАР.
0
0,5
1,0
1,5
2,0
2,5
Рис. 6.2
Между характеристическим временем Ѳ падения бомбы и бал­
листическим коэффициентом С существует приближенная зависи­
мость, которая, как правило, представляется в виде таблицы (часть ее
приведена в табл. 6.1).
Таблица 6.1
С
0,0
0,5
1,0
2,0
3,0
4,0
5,0
С
10
14
18
20
24
26
28
Ѳ, с
20,20
20,61
21,01
21,83
22,65
23,47
24,28
56
Ѳ, с
28,22
31,16
33,90
35,21
37,69
38,88
40,03
Для вычисления траектории движения АБ уравнение (6.2) пред­
ставляют в проекциях связанной с АБ прямоугольной системы коор­
динат и добавляют три уравнения, описывающих движение АБ во­
круг ее центра массы. Полученная система уравнений может быть
проинтегрирована численными методами на ЭВМ.
Изучение траекторий движения авиабомб проводится для опре­
деления безопасности отделения от летательного аппарата, проекти­
рования прицельных систем, определения факторов, влияющих на
точность бомбометания, разработки тактических приемов боевого
применения.
При бомбометании уравнение (6.2) решают в проекциях на оси
стартовой системы координат 0САСУс (рис. 6.3).
При начальных условиях бомбометания (Н = Н5р, V = Ѵ0, X = 0°,
где А, — угол бросания АБ) и при полном штиле в результате реше­
ния уравнений определяются важнейшие параметры траектории:
А — относ АБ — расстояние между точкой встречи АБ с уров­
нем цели и проекцией точки сбрасывания; Д — отставание —
расстояние между точкой встречи АБ с уровнем цели и проекцией
точки нахождения самолета в это время, Т — время движения АБ от
точки сбрасывания до точки встречи с уровнем цели.
При бомбометании в условиях стандартной атмосферы балли­
стические параметры А, А и Г являются функциями условий бомбо­
метания и баллистических характеристик АБ:
57
А = А (Я , Ѵ,Х, Ѳ);
(6.7)
Д = Д (Я , V, X, Ѳ);
Т = Т(Н,Ѵ,Х,Ѳ).
Между этими баллистическими параметрами существует оче­
видная зависимость:
А = ѴТ cos А,-А.
(6.8)
Значения баллистических параметров, полученные при различ­
ных значениях Я, V, X, Ѳ, сводятся в баллистические таблицы, обра­
зец одной из них представлен табл. 6.2, где относы А и времена па­
дения АБ даны при условии X = 0°; Ѳ = 28,22.
Таблица 6.2
Относы А и времена падения Т (А, = 0°, Ѳ= 28,22) бомбы
Я, м
А, м
220 3379
1100 7720
5500 11234
7700 11360
Foi, км/ч
1000
900
800
А, м
22,18 4417
55,12 7780
112,48 11314
115,17 11443
Т, с
А, м
22,19 4452
55,18 8832
112,58 11383
115,29 11515
Т, с
Т, с
22,21
55,22
112,68
115,39
1100
А, м
4480
8873
11433
11568
Т, с
22,22
55,26
112,74
115,47
1200
А, м
5501
9902
11469
11605
Т, с
22,24
55,29
112,79
115,52
Фактическая траектория движения АБ будет близка к расчетной,
если будет выполняться условие, что вектор скорости АБ направлен
по ее оси и является касательной к траектории движения. Это усло­
вие выполняется, если АБ обладает необходимой устойчивостью.
Под статической устойчивостью подразумевается способность
АБ при возмущении по углу атаки возвращаться под воздействием
своего аэродинамического качества в положение равновесия, соот­
ветствующее углу атаки а = 0°.
На рис. 6.4 представлена АБ, у которой ось отклонилась от век­
тора скорости V под действием возмущения на угол а.
Представим возникшую при этом аэродинамическую силу R и
ее составляющие в скоростной системе координат N и Q в связанной
с АБ системе координат. В этом случае вертикальная составляющая
аэродинамической силы Ny создаст восстанавливающий момент М :
58
M2 = N yxA =cy^ - S mxR.
(6.9)
С другой стороны, этот же момент может быть выражен через
коэффициент т2 аэродинамического момента и длину / АБ:
M z =rn: ? j - S ml.
(6.10)
Приравняв выражения (6.9) и (6.10) и произведя соответствую­
щие сокращения, получим выражение
m j = сух д ,
или
( 6 . 11)
где
Хд — относительная величина расстояния между центром мас­
сы и центром давления.
Ny
R
Рис. 6.4
Величина хд , выраженная в процентах от длины / АБ, называется
запасом статической устойчивости АБ и находится в пределах 10-20%.
Наряду со статической устойчивостью АБ должна обладать ди­
намической устойчивостью, т. е. способностью к затухающим коле­
баниям при возмущении по углу атаки или угловой скорости относи­
тельно поперечной оси.
Для оценки статической и динамической устойчивости доста­
точно иметь графики изменения угла атаки в зависимости от прой­
денного АБ пути, которые можно получить методом математическо­
го моделирования движения АБ или при натурных испытаниях.
59
§ 6.5. Авиационные бомбы для поражения
площадных целей
Для поражения военно-промышленных объектов могут исполь­
зоваться фугасные АБ. Частные характеристики: площадь разруше­
ния S (м2) и радиус зоны разрушения R (м) для нескольких калибров
АБ представлены в табл. 6.3.
Таблица 6.3
К ал и б р А Б , к г
П лощ адь S
пораж ения, м 2
Р а д и у с R зо н ы
п ораж ения, м
100
250
500
200
260
625
7
8
12.5
Для поражения танков, легкобронированных и небронированных
транспортных средств, живой силы на марше или в районе сосредото­
чения, уничтожения авиационной техники на аэродромах, радиолока­
ционных станций (РЛС), военно-промышленных объектов могут ис­
пользоваться осколочно-кумулятивные, осколочно-фугасные, куму­
лятивно-фугасные, зажигательные и объемно-детонирующие АБ.
Большое распространение получило использование осколочных,
кумулятивных, зажигательных АБ калибром 0,5... 10 кг (суббоепри­
пасов) с помощью различных контейнерно-кассетных систем, обес­
печивающих организованное распределение АБ на площади.
В качестве зажигательных АБ (ЗАБ) сосредоточенного действия
(образующих один очаг пожара) используют “термитные” АБ. Эти
АБ
имеют толстостенный
корпус
из
сплава
“электрон”
(Al(10% ) + Mg (90%)), внутри которого запрессован “термит”
(A l(25% ) + Mg (75%)). Температура горения “термита” — 2500 °С,
“электрона” — 2800 °С. Очаг пожара имеет диаметр 0,2-0,4 м. ЗАБ
рассредоточенного действия (калибра 100...500 кг) снаряжаются ор­
ганическими горючими веществами (бензин, керосин, толуол), кото­
рые загущаются до желеобразного состояния.
Для разбрасывания этого горючего применяется разрывной заряд.
Желеобразное горючее под действием продуктов взрыва дробится на
большие куски, которые разлетаются на большие расстояния, прили­
пают к преграде и в течение нескольких минут горят при температуре
60
1000-1200 °С. Для воспламенения горючего используется фосфор, ко­
торый после взрыва разрывного заряда перемешивается с горючим исамовоспламеняется, соединяясь с кислородом воздуха.
Объемно-детонирующие АБ предназначены для поражения жи­
вой силы и военной техники ударной волной. Боевым снаряжением
является высококалорийное топливо (этиленоксид, пропиленоксид,
метан), которое при распылении в атмосфере образует облако из то­
пливовоздушной смеси. При детонации облака образуется ударная
волна, зона поражения от которой существенно больше, чем от экви­
валентного заряда обычного ВВ.
По данным результатов проведенных в США работ, при примене­
нии метана удалось достигнуть на фронте ударной волны на расстоянии
137 м от эпицентра давления 98 кПа, а на удалении 183 м — 56 кПа.
Для вывода из строя навигационного оборудования, поражения
самолетов и вертолетов на открытых стоянках достаточно 28-42 кПа.
§ 6.6. Оценка безопасности отделения авиационных бомб
от летательного аппарата
Для расчета безопасных режимов полета ЛА при бомбометании
необходимо исследовать пространственное движение отделяющейся
АБ (груза) в непосредственной близости от ЛА. В этом случае можно
установить, попадают ли какие-либо части отделяющейся АБ в зону
столкновения с носителем. Для этого решается система уравнений
движения АБ в системе координат, связанной с носителем:
dt
- ~AV„CxS + nxg;
± 1 = AV;CyZ- n ygdt
dVz
- AVn2C.z + n.g;
dt
d(£>y
dt
da>x
dt
B V 2myT;
( 6 . 12)
BV;mxZ,
где V„ — скорость потока;
nx, ny, nz— перегрузки по осям х, у, z;
„
dx
dy т. dz
Ѵ = — ; Ѵ = — ; V. = -------- скорости относительного движения
dt у dt ‘
dt
по осям х, у, z;
61
А =—
2М
B = ^ f - l , где р — плотность воздуха; Sm— площадь
2J.
миделя;
J. — момент инерции АБ относительно поперечной оси;
Схг, С,і, С-у — коэффициенты аэродинамических сил в связан­
ной системе координат с учетом интерференции;
Г
—\
. Схг ~ Схт + к l + -f*
V
где к = 0...0,5 — коэффициент, учиты-
Усм У
вающий место подвески АБ на ЛА; ус — относительная (в диа­
метрах АБ) вертикальная координата центра массы АБ; у см —
относительная вертикальная координата центра массы АБ в мо­
мент выхода из зоны интерференции; СхЪ— суммарный аэроди­
намический коэффициент сопротивления в момент выхода из
зоны интерференции; Схт — коэффициент изолированной АБ.
На рис. 6.5 представлены графические результаты расчета на
ЭВМ относительного движения АБ калибра ФАБ-250 кг при скоро­
стном напоре q = 100 кПа, высоте Н= 5800 м и числе Маха М = 1,7.
Стрелками обозначено положение оси симметрии АБ, t — время от­
деления, шкала координатных осей разбита в метрах.
62
Из рис. 6.5, а следует, что через 0,05 с опускается только голов­
ная часть АБ, так как вертикальный стабилизатор ее удерживается
упором балочного держателя. В течение 0,2 с АБ опускается пример­
но на 1 м от носителя, поворачиваясь относительно оси 0Z, затем
темп отставания возрастает.
Из рис. 6.5, б видно, что ось АБ вначале поворачивается в сто­
рону фюзеляжа, а затем — в противоположную сторону.
Наряду с детерминированными расчетами на ЭВМ процесса от­
деления АБ от носителя, применяются методы статистических испы­
таний, при которых производится 50-100 сбросов на ЭВМ с измене­
нием некоторых параметров режима полета ЛА.
§ 6.7. Способы боевого применения авиационных бомб
Способ бомбометания — это выбор участка траектории движе­
ния летательного аппарата, на котором происходит отделение АБ.
Бомбометание с горизонтального полета— способ бомбомета­
ния, при котором сброс АБ происходит в режиме горизонтального
полета X = 0° (см. рис. 6.3). Применяется для поражения крупнораз­
мерных и площадных целей во всем диапазоне высот. При примене­
нии с предельно малых высот используются АБ с тормозными уст­
ройствами для обеспечения безопасного отставания.
Бомбометание с пикирования — способ, при котором сброс АБ
происходит при постоянном угле пикирования (рис. 6.6).
Бомбометание на выводе из пикирования — способ, при кото­
ром сброс АБ происходит при интенсивно уменьшающемся угле пи­
кирования (рис. 6.7).
63
Оба эти способа применяются, как правило, для поражения ма­
лоразмерных неподвижных или слабоподвижных целей.
Существуют два способа бомбометания с кабрирования:
1) бомбометание с кабрирования с углом сброса X < 90° — этот
способ используется для уничтожения заранее разведанных целей,
имеющих развитую систему ПВО (рис. 6.8);
2) второй-бомбометания с кабрирования с углом сброса
X > 90° — этот способ используется для уничтожения внезапно обна­
руженных целей (рис. 6.9).
Первый способ позволяет получить максимальные значения относа
и времени падения АБ и носит еще название бомбометания с кабриро­
вания по вынесенной точке (ВТ), которая определяется на основании
разведданных и используется как точка начала маневра самолета.
Второй способ используется для внезапной атаки цели. Кроме
того, поскольку АБ после отделения вначале набирает высоту, а за­
тем только движется к цели, носитель располагает достаточным вре­
менем, чтобы удалиться от цели и избежать ответного воздействия.
§ 6.8. Определение безопасного отставания авиационных
бомб при бомбометании с малых высот
При бомбометании с малых высот существует вероятность того,
что радиус разлета осколков будет превышать высоту полета носите­
ля в районе цели и возможно его столкновение с осколком.
64
Пример. Определить отставание для АБ, имеющей Ѳ = 28,22, ко­
торая сбрасывается с самолета, летящего со скоростью V = 800 км/ч
(222,2 м/с) горизонтально (А, = 0°), с высоты 100 и 700 м при полном
штиле. Воспользовавшись формулой (6.8) и данными табл. 6.2, получа­
ем для высоты 100 м, что Дюо=417 м, для высоты 700 м — Д70о= 2010 м.
Известно, что при взрыве бомбы ФАБ-500 радиус разлета ос­
колков может достигать 500 м.
Из примера очевидно, что при бомбометании с высоты 700 м
отставание вполне обеспечивает безопасность носителя, а при бом­
бометании с высоты 100 м возможно попадание осколков в носитель.
Чтобы обеспечить безопасность носителя при бомбометании с
предельно малых высот возможны три способа:
• увеличить скорость полета носителя;
• установить большое замедление на взрывателе;
• увеличить отставание АБ.
Первые два способа неприемлемы, так как в первом случае за­
труднено опознание цели и прицеливание, во втором — возможен
рикошет, при котором цель остается неповрежденной, а вероятность
столкновения носителя с рикошетирующей АБ возрастает.
Следует увеличить отставание АБ можно с помощью парашюта
или тормозных щитков.
Для определения величины потребного безопасного отставания
при бомбометании с предельно малых высот воспользуемся рис. 6.10
и, пренебрегая высотой, считаем, что осколки при мгновенном дей­
ствии летят строго вдогон самолету. Когда АБ встречается с поверх­
ностью земли, самолет находится в точке В. Учитывая принятое до­
пущение, горизонтальный путь осколка
ОСК ОСК 5
(6.13)
где Ѵс — скорость самолета;
tow — время полета осколка.
Потребным безопасным отставанием будем считать А - А 5а,
при котором осколок будет иметь скорость, не превышающую ско­
рость самолета, т. е.
(6.14)
При этом условии
С ОСК *
65
(6.15)
н
О бр
Н бр
о
X
Рис. 6.10
Из баллистики известна зависимость скорости движения оскол­
ка (5.39) от времени полета, начальной скорости и баллистического
коэффициента:
Подставим Ѵоск = Ѵс в формулу (5.39) и определим время /оск, за
которое осколок достигает скорости, равной скорости самолета:
Затем, подставив выражение (6.15) в формулу (5.40), определим
путь, пройденный осколком для достижения скорости, равной скоро­
сти самолета:
Подставив выражения (6.14) и (6.16) в формулу (6.15), получим
выражение для безопасного отставания:
Обозначим
— = р , тогда
К
66
(6.19)
На рис. 6.11 представлен график зависимости отставания АБ от
носителя в зависимости от баллистического коэффициента и массы
осколка g.
Рис. 6.11
Таким образом, создаваемое искусственно отставание АБ от но­
сителя должно быть тем больше, чем больше вес осколка и меньше
скорость носителя, так как начальная скорость разлета осколков
практически фиксирована.
§ 6.9. Электронная бомба
Наряду с традиционными видами авиационных бомб в настоя­
щее время разрабатываются АБ на совершенно новых физических
основах. В качестве примера рассмотрим принцип действия и тен­
денции совершенствования так называемой электронной бомбы.
Что же собой представляет эта бомба, каков ее принцип дейст­
вия? В упрощенном виде это помещенный в авиабомбу или боего­
ловку ракеты цилиндр из немагнитного материала, например бетона
или стекловолокна в эпоксидной матрице. В принципе может быть
67
использован любой материал с соответствующими механическими и
электрическими качествами.
Этот цилиндр обложен “быстрой” высокоэнергетической взрыв­
чаткой. Специальный источник, даже маломощный, установленный
на самой бомбе или на ее носителе, создает в цилиндре электромаг­
нитное поле. Его можно либо поддерживать во времени, либо созда­
вать за несколько мгновений до применения бомбы.
При приведении в действие взрывчатки происходит резкое сжа­
тие цилиндра. Почти мгновенно его диаметр уменьшается в десятки
раз. Электромагнитное поле, неспособное выйти за пределы цилинд­
ра, также резко сжимается и, как следствие, повышается частота его
колебаний. Так часть энергии переходит в энергию электромагнит­
ных колебаний.
По сравнению с первоначальным электромагнитным импульсом
энергия возрастает в тысячи раз. По достижении ее пикового значе­
ния разрушается один из торцов цилиндра, и вся эта мощность вы­
рывается наружу, парализуя возникающие на ее пути цели.
По опубликованным данным, продолжительность импульса со­
ставляет десятки или сотни микросекунд, а амплитудные значения
возникающего тока достигают десятков миллионов ампер. Для срав­
нения: при грозовом разряде сила тока в молнии обычно достигает
30 000 А. Отсюда пошло еще одно название электронной бомбы —
“крылатая ракета, оснащенная разрядом молнии”.
Такая технология создания электронной бомбы построена на
использовании так называемых генераторов со сжатием потока при
помощи взрывчатки.
Существуют также работающие на взрывчатке или пороховом
заряде магнитогидродинамические генераторы и большое количест­
во микроволновых устройств высокой мощности (НРМ devices). Ес­
тественно, их конструкции и принцип действия отличаются друг от
друга. Например, в НРМ не используется взрывчатка, но задача всех
этих устройств одна — получение электромагнитных импульсов вы­
сокой мощности.
Поражающее действие такого оружия основано на том, что
электромагнитные импульсы “облучают” территорию, над которой
оно было применено, и создают сильное электромагнитное поле, вы­
зывающее в электрических проводниках кратковременные перена­
пряжения в тысячи вольт. Проводники, включая дорожки микросхем,
68
не выдерживают такого напряжения и перегорают. При этом энергия
проникает в цель по нескольким направлениям. Прежде всего через
так называемую парадную дверь — антенну, наличие которой харак­
терно для радарного и связного оборудования. Антенная система
служит, как известно, для передачи энергии в оборудование и из него
и, естественно, представляет собой идеальный путь для потока энер­
гии от электромагнитного оружия к входу прибора.
Второй путь — “задняя дверь”, когда электромагнитное поле от
электромагнитного оружия генерирует большие переходные токи на
электрических проводниках или кабелях, обеспечивающих внутрен­
ние соединения и соединения с основным источником питания или
телефонной сетью.
Электромагнитное поле может проникать в оборудование через
вентиляционные отверстия, щели между панелями и плохо экрани­
рованными внутренними соединениями. Большинство телефонных
линий, сетевые кабели и силовые линии вдоль улиц, стояков зданий
и коридоров также являются целью для электронных бомб.
В зависимости от того, на какую аппаратуру оказывается воздейст­
вие “электронным” взрывом, радиус поражения может колебаться от
сотен метров до километров — словом, то, что и надо на поле боя. При
этом вероятность поражения целей зависит от ряда факторов.
Во-первых, типы целей весьма разнообразны по своей электро­
магнитной прочности или способности противостоять повреждению.
Стойкость к электромагнитным атакам даже однотипного оборудо­
вания, но разных производителей может быть разной из-за особенно­
стей электрической конструкции, кабельных схем и экранирования.
Во-вторых, оборудование может быть специально покрыто “эк­
раном” и “усилено” с целью противостоять электромагнитной атаке.
Наиболее эффективный метод заключается в том, чтобы помес­
тить оборудование целиком в электропроводящую клетку, называе­
мую ячейкой Фарадея, которая препятствует проникновению элек­
тромагнитного поля от источника к защищаемому оборудованию.
Однако большая часть такого оборудования должна иметь коммуни­
кации с внешним миром (например, с источниками питания), что
влечет появление “точек входа”, через которые электромагнитное
поле может проникать в клетку и вызывать повреждение. И хотя для
передачи данных могут быть применены оптико-волоконные линии,
кабели питания все равно остаются уязвимым местом.
69
В целях снижения поражающего действия электромагнитной
бомбы в месте входа электропроводящего канала также устанавли­
ваются сетевые фильтры. Для защиты коммуникационных сетей ис­
пользуется их дублирование с достаточной избыточностью и меха­
низмами ликвидации сбоев. Существует целый набор и других
устройств, которые позволяют работать с перенапряжениями, созда­
ваемыми электромагнитным оружием.
Известно также, что ламповое оборудование значительно более
устойчиво к воздействию электромагнитного оружия, чем оборудо­
вание на транзисторах и микросхемах. Поэтому оружие, предназна­
ченное для уничтожения “твердотельных” компьютеров и приемни­
ков, может вызвать только небольшое повреждение или даже не
оказать никакого воздействия на ламповое оборудование. Кроме то­
го, порой трудно оценить, выведена аппаратура из строя или нет.
Однако эти трудности не останавливают разработчиков элек­
тронной бомбы. Тем более что есть немало способов по максимиза­
ции ее поражающего действия.
Первый из них заключается в повышении пиковой мощности и
длительности электромагнитного излучения. При заданном размере
бомбы это достигается путем использования наиболее мощного ге­
нератора и максимизации эффективности преобразования внутрен­
ней энергии порохового заряда или взрывчатки в электромагнитную
энергию.
Еще один способ состоит в максимизации эффективности по­
глощения энергии мишенью, а также в расширении частотного диа­
пазона электромагнитного оружия.
Возможны и другие подходы. Один из них заключается в том,
чтобы направить бомбу как можно ближе (порядка нескольких мет­
ров) к цели, другой — в высоте детонации. Варьируя высоту детона­
ции, можно достигнуть компромисса между размером области пора­
жения и интенсивностью электромагнитного поля в этой области. То
есть можно принести в жертву площадь поражения, чтобы пробить
электромагнитную стойкость при заданном размере бомбы.
Исходя из того, что электронные бомбы будут занимать некото­
рый объем и иметь некоторую массу (вес), определяемые плотно­
стью ее начинки, специалисты рассматривают различные варианты
ее доставки к цели. Так, известны решения по установке электрон­
ных зарядов в качестве боеголовки в крылатые ракеты.
70
В этом случае вес электромагнитного оружия будет ограничен
340 кг (750 фунтами). Но если пожертвовать некоторым количеством
горючего, это значение может быть увеличено. Причем полезная на­
грузка будет разделяться между батареей, которая необходима для
обеспечения стартового тока первичного генератора, и собственно
оружием.
Использование электронного оружия в виде авиабомбы имеет
преимущество в том плане, что для создания первичного магнитного
поля можно использовать энергосистему самолета или беспилотного
аппарата.
После сброса бомбы необходим уже значительно меньший бор­
товой источник электропитания для сохранения заряда в первичном
источнике до его инициации. Это, естественно, ведет к увеличению
полезной нагрузки, т. е. бомбовой массы.
Из этого следует, что на данном технологическом этапе авиа­
бомба с “электромагнитной начинкой” той же массы, что и крылатая
ракета, будет иметь более высокую поражающую способность при
предположительно одинаковой точности доставки и технологиче­
ской одинаковости конструкции электромагнитных приборов. Прав­
да, при этом следует учитывать, что самолет, выпустивший ракету
или бомбу, должен удалиться на безопасное расстояние, прежде чем
произойдет детонация боеголовки.
По единодушному мнению экспертов, электронная бомба может
повлиять на методы ведения войны значительно сильнее, чем ядерное оружие, поскольку она позволит нейтрализовать целые армии
или разрушить населенные пункты противника, не убивая при этом
людей. Путем краткого интенсивного импульса могут быть мгновен­
но парализованы производственное оборудование различного назна­
чения, финансовые центры, базы данных, т. е. все, что связано с
электроникой, а она, как известно, везде. Это технический хребет,
без которого ничто не может функционировать. Причем в отличие от
средств радиоэлектронного подавления, созданных еще в XX веке,
новые перспективные разработки способны “приговаривать” полно­
стью или частично даже отключенную от сети аппаратуру.
Правда, что касается людей, то не следует так уж безоговорочно
принимать на веру утверждения о безвредности для homo sapiens
электромагнитного оружия. Считается, что в зависимости от частоты
и силы оно может вносить такой разлад в функционирование высшей
71
нервной системы и умственной деятельности человека, с которым не
всякий организм справится.
Ученые деликатно оговариваются, что далеко не все последст­
вия применения электромагнитного оружия пока изучены. Тем не
менее такое оружие может быть включено в категорию стратегиче­
ских вооружений.
По произведенным в лаборатории расчетам, обычный высокоточ­
ный боеприпас калибра 1000 кг имеет радиус зоны сплошного пораже­
ния около 40 м, площадью примерно 5000 кв. м. Электронная бомба
калибром в 1000 кг будет иметь минимальный радиус поражения —
приблизительно 200 м, а зону поражения — около 126 тыс. кв. м.
Исходя из того, что бомбовая нагрузка В-2А составляет до
16 GAM/JDAM, выполненных в виде электронных бомб, подсчитано,
что с помощью небольшого числа таких самолетов можно нанести
решающий удар против ключевых целей театра военных действий.
Модификации F-22 с их ударной и электронной боевой мощью
также являются весьма подходящими платформами для доставки
электронных бомб. Имея большой радиус действия, низкую радар­
ную видимость и сверхзвуковую крейсерскую скорость, RFB-22 мо­
гут атаковать узлы противовоздушной обороны, авиабазы и страте­
гические цели с применением электронных бомб, достигая значи­
мого шокового эффекта.
Глава 7. Неуправляемые авиационные ракеты
§ 7.1. Определение, основные характеристики
Неуправляемые авиационные ракеты (НАР) — авиационные
средства поражения, отделение которых от летательных аппаратов
осуществляется за счет тяги их собственных ракетных двигателей.
Основные характеристики (табл. 7.1): калибр— диаметр корпуса
ракеты, выраженный в мм; длина ракеты, мм; масса ракеты, кг; тип бое­
вой части: осколочно-фугасный (ОФ), кумулятивный, бетонобойный
(ББ), объемно-детонирующий (ОД); масса боевой части, кг; скорость в
конце активного участка, м/с; эффективность боевого применения —
площадь сплошного поражения (м2), толщина пробиваемой брони, бе­
тона (мм), количество образующихся при взрыве осколков.
72
Таблица 7.1
К алибр,
мм
М асса,
кг
М асса
БЧ, кг
Т ип БЧ
Д л и н а,
мм
С -8 К О М
80
11,3
3,6
КО
1570
С -8 Б М
80
15,2
7,41
ББ
1540
С -8 Д М
80
11,6
3,63
од
1700
С -8 0 М
80
12,1
4,3
ОФ
1632
С -ІЗ О Ф
122
68
32,2
1800
С -1 3 Т
122
67
31,8
ОФ
П рони­
каю щ ий
С -2 4 Б
240
340
340
235
381
480
123
150
190
Тип Н А Р
С -2 5 0 Ф
С -2 5 0 Ф М
ОФ
ОФ
ОФ
1800
2330
3307
3310
Э ф ф ективность
Броня 4400 мм
Ж /б е т о н
8800 мм
Т р о т, э к в и в -т
5 ,5 -6 ,0 к г
С и л а с в ета
2 x 1 0 6 кД ж
1800 о ск о л к о в
1 м бет. + 6 м
грунта
4000 осколков
6500 осколков
* $ сп л . п о р
1820 м
Обозначения: КО — кумулятивно-осколочная; ББ — бетонобойная; ОД — объемно-детонирующая; ОФ — осколочно-фугасная;
^спл. пор — площадь сплошного поражения.
§ 7.2. Конструкция и характер движения
неуправляемых авиационных ракет
7.2.1. Конструктивные особенности неуправляемых
авиационных ракет
Компоновочная схема (рис. 7.1) неуправляемых авиационных
ракет состоит из следующих основных устройств: взрывателя 1, бое­
вой части 2, ракетного твердотопливного двигателя 3, устройства
стабилизации 4.
Для подрыва боевых частей применяются контактные, дистан­
ционные, неконтактные взрыватели.
Боевые части НАР могут быть бронебойными и бетонобойными, проникающими и объемно-детонирующими зарядами. Вместо
боевых частей НАР могут иметь специальные части, предназначен­
ные для освещения целей в темное время суток или для постановки
пассивных помех радиолокационным средствам противника.
73
1
2
3
4
Двигатель ракеты снаряжается пороховой шашкой, изготовлен­
ной из смесевого ракетного топлива. Ракетный двигатель состоит из
корпуса, воспламенителя, пороховой шашки и соплового блока.
Ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) обеспечивает
старт ракеты и разгоняет ее на активном участке траектории до ско­
рости, необходимой для эффективного поражения цели (—550 м/с).
На корпусе двигателя устанавливаются контактные устройства
для запуска: для НАР, стартующих из ствольных пусковых установок
(блоков)— кольцевые; для НАР, стартующих с полозковых пуско­
вых установок (АПУ) — обычные аэродинамические средства стаби­
лизации ракеты, а на ракетах крупного калибра размещаются также
узлы крепления к полозковым пусковым устройствам (рис. 7.2).
Передний узел
Задний узел
Рис. 7.2
Стабилизация НАР на траектории осуществляется за счет вра­
щения относительно продольной оси. Вращение достигается либо за
счет установки выхлопных сопел под углом к продольной оси
(рис. 7.3, а), либо за счет скосов на стабилизаторах (рис. 7.3, б), что
уменьшает техническое рассеивание.
Устройство стабилизации необходимо для уменьшения техни­
ческого рассеивания НАР. Техническое рассевание возникает в ре­
зультате неточного изготовления элементов конструкции НАР. При
этом вектор тяги двигателя отклоняется от продольной оси ракеты,
74
появляется тангенциальная составляющая силы тяги, уводящая раке­
ту от цели.
а)
б)
Рис. 7.3
Если с помощью устройства стабилизации заставить ракету вра­
щаться вокруг ее продольной оси с угловой скоростью 1000—
2000 об./мин, можно существенно уменьшить техническое рассеивание.
На современных НАР применяются аэродинамический и газо­
динамические способы стабилизации. В первом случае (рис. 7.3, б)
на корпусе двигателя ракеты крепятся самораскрывающиеся аэроди­
намические профили (“перья”), каждое из которых устанавливается
под небольшим углом к продольной оси ракеты, во втором
(рис. 7.3, а) — сопловой аппарат двигателя имеет несколько сопел,
каждое из которых устанавливается так же. В обоих случаях форми­
руется тангенциальная составляющая, в первом случае - аэродина­
мических сил, во втором — газодинамических, которые и вращают
ракету вокруг ее продольной оси с необходимой угловой скоростью.
Боевые ракеты окрашиваются в серый цвет, на корпусах ракет
наносятся информация о типе ракеты, типе боевой части, номер пар­
тии, дата выпуска, информация о заводе-изготовителе.
7.2.2.
Траектория движения
неуправляемых авиационных ракет
Траектория движения НАР состоит из трех участков: стартового,
активного и пассивного. Стартовый участок — это участок от момента
начала движения ракеты до момента ее отделения от пусковой установ­
ки. Активный участок — от момента отделения ракеты до конца работы
ее двигателя. Пассивный участок начинается в момент выключения
двигателя и заканчивается в момент столкновения с целью.
75
Время работы двигателя составляет несколько секунд, после чего
ракета летит по инерции. В начале пассивного участка траектории про­
исходит взведение взрывателя и БЧ подготовлена к срабатыванию.
Организация старта НАР с ЛА — одна из сложнейших задач бал­
листики. Расчеты показывают, что удельный вес ошибок технического
рассеивания НАР для участка старта и активного участка составляет
70%, на пассивный участок приходится только 30%. Кроме того, при
пуске НАР с ЛА они оказывают отрицательное влияние на работу сило­
вой установки ЛА и могут сказываться на безопасности ЛА. На совре­
менные ЛА устанавливаются НАР типа С-5 192 шт., С-8 — 120 шт.
Интервал между пусками ракет составляет tn= 0,05 с. Он выбран
из условий безопасного пуска, исключающего столкновения НАР на
траектории полета. НАР выходит из трубчатых направляющих в оп­
ределенной последовательности, задаваемой распределителем им­
пульсов, которые посылают электрические импульсы на электровос­
пламенитель для запуска двигателя НАР.
Применяется НАР в основном для поражения наземных целей с
пикирования или горизонтального полета с относительно малых высот.
Стартовый участок для НАР, стартующих из ствольных пуско­
вых установок, определяется длиной ствола, для НАР, стартующих с
полозковых пусковых установок, — длиной направляющих полозьев.
Активный участок определяется временем работы ракетного
двигателя. Скорость ракеты в конце активного участка
Ѵл=Ѵд+Ѵ»,
(7.1)
где Ѵд — дополнительная скорость, которую сообщает ракете дви­
гатель;
Ѵн — скорость носителя (рис. 7.4).
76
Дополнительная скорость без учета сопротивления среды опре­
деляется по формуле К. Э. Циолковского:
Va =Ue In
(7.2)
где Ue — скорость истечения реактивной струи из сопла;
М0 — масса ракеты перед стартом;
Ма — масса ракеты в конце активного участка.
Для современных ракет максимальная скорость, развиваемая
двигателем, составляет 500-900 м/с.
Движение центра массы ракеты в вертикальной плоскости на
активном участке описывается системой уравнений
dV
т ---- = R - O - m g sin Ѳ,
dt
V2
m — = mg cosO,
(7.3)
где m — масса ракеты;
V — скорость ракеты;
R — тяга двигателя ракеты;
О — аэродинамическая сила сопротивления;
г — радиус кривой траектории движения ракеты;
Ѳ— угол между вектором скорости ракеты и ее продольной
осью.
Если разделить правую и левую части первого уравнения на
массу ракеты, получим
dV
- = a - g s m Q - I Q,
dt
R
m
T
(7.4)
О
m
где a = — ; IQ=— .
Так как а » g и а »
писать
/ q ,
то для
оценочных расчетов можно за­
К
(7.5)
к
77
где индекс “о” означает параметры отделения, а индекс “а” —
параметры конца активного участка;
S — путь;
t — время;
/о — длина направляющей пускового устройства.
Расчеты и эксперименты показывают, что доля технического
рассеивания на пассивном участке составляет 4%, все остальное при­
ходится на стартовый и активный участки.
7.2.3. Особенности применения неуправляемых авиационных
ракет на летательных аппаратах
Особенности применения НАР на летательных аппаратах про­
являются как в режиме транспортировки, так и при пуске ракет.
Особенности транспортировки.
При транспортировке на полозковых пусковых установках на
сверхзвуковых скоростях корпуса НАР подвергаются кинетическому
нагреву, что при определенных условиях может привести к непред­
намеренному сходу ракет или частичному, а возможно, и полному
тепловому инициированию боевого заряда.
При транспортировке в ствольных пусковых установках на око­
лозвуковых скоростях на малых и средних высотах из-за разницы
кольцевых зазоров в головной и хвостовой частях между ракетой и
стволом возникает “накачка” скоростного напора, что также приво­
дит к опасному росту температуры с теми же последствиями, что и
при транспортировке на полозковых пусковых установках на сверх­
звуковых скоростях.
Мероприятия по предотвращению перегрева:
• установка “перегородок”, предупреждающих попадание воз­
душного потока в кольцевой зазор между ракетой и стволом и в то
же время легко пробиваемых ракетой при старте;
• ограничение времени полетов на опасных высотах с опасны­
ми скоростями.
Особенности пуска НАР.
При пуске НАР из нескольких ствольных пусковых установок
одновременно залпом из нескольких ракет возможно их столкнове­
ние на траектории, что может привести к промаху или к подрыву
боевого заряда на траектории.
78
Для предотвращения возможного столкновения организуется
распределение потока вышедших из стволов пусковых установок
ракет по дистанции и интервалу.
Для распределения потока по дистанции импульсы тока на
стволы одного пускового устройства подаются не одновременно, а с
интервалом, равным времени, которое больше времени перемещения
НАР из первого ствола на расстояние, превышающее его длину.
Для распределения потока по интервалу после первого импуль­
са, поданного, например, на внешний ствол, второй импульс подает­
ся на диаметрально распложенный ствол внутреннего ряда и т. д.
Влияние реактивной струи стартующей ракеты на работу
двигательной установки летательного аппарата.
Газовая струя, истекающая в неподвижную среду, называется
затопленной, а газовая струя, истекающая в подвижную среду, кото­
рая сама движется в сторону истечения газовой струи, — струей в
спутном потоке.
Спутная струя формируется на удалении от обреза сопла, рав­
ном 3-6 критическим диаметрам сопла и имеет протяженность, рав­
ную 20-30 критическим диаметрам сопла. Время существования
струи составляет t = 0,3..,3 с, давление Р = (10...20)■ 105 Па, скорость
газа в струе
и.=
ек'х
(7.6)
а температура
(7.7)
АД
где Да — скорость газа на обрезе сопла;
к\, к2 — экспериментальные коэффициенты;
х — расстояние от обреза сопла до рассматриваемого сечения
струи;
кт — коэффициент турбулентности (0,02-0,04);
га — радиус среза сопла;
79
dc— диаметр среза сопла;
Га— температура на срезе сопла;
Щ=тл-тяі
Тн— температура наружной среды.
Попадая в воздухозаборник двигательной установки, газовая
струя вызывает обеднение топливной смеси, изменяет температуру
на входных лопатках компрессора, нарушает равномерную подачу
воздуха в камеры сгорания. Все это может привести к помпажу, а то
и к остановке двигателя.
Меры предотвращения этого явления:
• оптимизированный расчет координат точек подвески пуско­
вых установок для авиационных ракет;
• организация катапультного старта ракет;
• координация работы систем управления двигательной уста­
новкой и системы пуска авиационных ракет с помощью противопом­
пажной аппаратуры или включением непрерывного зажигания в ка­
мерах сгорания на время пуска ракет.
Глава 8. Артиллерийские боеприпасы
§ 8.1. Основные характеристики авиационных патронов
для отечественных образцов оружия
В авиационном артиллерийском оружии используются унитар­
ные патроны, в которых снаряд (пуля), вышибной заряд и воспламе­
нительное устройство объединены в одно целое гильзой.
Питание авиационного артиллерийского оружия (ААО) осуществ­
ляется патронами, объединенными в патронную ленту, состоящую из
соединенных шарнирных звеньев или беззвеньевым способом.
В табл. 8.1 приведены основные характеристики авиационных
патронов для отечественных образцов оружия.
Калибром называется диаметр цилиндрической части снаряда
(пули), равный диаметру канала ствола по нарезам.
Тип снаряда (пули) определяется поражающим действием и
формируется конструкцией и содержимым.
80
Артиллерийские боеприпасы поражают цели ударным, осколоч­
ным, фугасным, бронебойным и зажигательным действием. Артил­
лерийские боеприпасы для авиационного оружия, как правило, обла­
дают комбинированным воздействием на цель. Это находит свое
отражение в их наименовании (осколочно-фугасно-зажигательный
снаряд— ОФЗ, осколочно-зажигательно-трассирующий снаряд —
ОЗТ, бронебойно-зажигательно-трассирующий снаряд — БЗТ, и т. д).
Таблица 8.1
О б о зн а ­
ч ен и е
2 2 А 42
Г Ш -3 0 1 ,
М асса
сн а­ М асса М асса М ас­
гиль­ поро­
ряда
са
зы , г
х а, г В В , г
(п у ­
л и ), г
К а­
либр,
мм
Тип
сн а­
ряда
(п у л и )
М асса
патро­
н а, г
30
30
ОФЗ
ОФЗ
837
832
389
390
320
320
123
117
4 8 ,5
4 8 ,5
9 5 0 -9 8 0
8 8 0 -9 0 5
23
30
ОФЗ
ОФЗ
520
840
270
325
65
99
18
48,5
860
7 9 0 -8 1 0
23
ОФЗ
338
174
400
184
116
36
18
6 9 0 -7 1 0
12,7
7,62
Б Б -32
Б Б -32
133
23
4 8 ,2
10,4
67,2
9,6
17
3,08
—
—
8 1 0 -8 2 5
8 0 0 -8 1 5
Н ачаль­
ная ско­
р о сть ,
м /с
гш-зо,
Г Ш -6 -3 0
Р-23
Н Р -30
А М -23
Г Ш -23
Г Ш 6-23
Я К Б -1 2 ,7
Ш Г -7 ,6 2
§ 8.2. Снаряды, пули
Снаряды и пули отличаются способом обтюрации пороховых
газов при движении их по каналу ствола. Патроны, используемые
для стрельбы из авиационных пулеметов, снаряжены пулями и имеет
калибр 7,62 и 12,7 мм.
На рис. 8.1 показана конструкция снаряда.
Снаряд (калибр 23 мм и выше) имеет ведущий поясок 4, кото­
рый изготавливается из меди и запрессовывается в кольцевую вы­
точку на цилиндрической части корпуса 2 снаряда. Корпус снаряда
изготавливается из стали. Толщина стенок зависит от назначения
снаряда. Внутри корпуса размещается снаряжение 3 (бризантные или
пиротехнические составы), в головной части может размещаться го­
81
ловной взрыватель 1. В бронебойных снарядах применяется донный
взрыватель. В качестве ВВ используются смеси А-ІХ-1 и А-ІХ-2, в
качестве трассирующих составов используется магний и сплав маг­
ния с алюминием, а в качестве окислителя— азотнокислый строн­
ций (красный цвет) или барий (зеленый цвет).
1
2
*3
4
5
Рис. 8.1
Цилиндрическая часть корпуса имеет шлифованную поверх­
ность, диаметр которой на 0,1-0,2 мм меньше диаметра ствола по
нарезам.
Пули (калибр до 12,7 мм) не имеют ведущего пояска, обтюрация
газов достигается за счет деформации ее корпуса при врезании в на­
резы ствола. Оболочка пули выполнена из биметалла: мягкой мало­
углеродистой стали плакированной томпаком. Томпак — сплав меди
(90%) и цинка (10%). Он предохраняет пулю от коррозии, а ствол —
от чрезмерного износа. Толщина оболочки составляет (0,05...0,08)J, а
слоя плакировки1— 0,01-0,03 мм.
В бронебойных пулях имеется сердечник из высокоуглероди­
стой стали, между ним и оболочкой находится свинцовая рубашка,
-которая обеспечивает полное заполнение оболочкой сечения канала
ствола. В бронебойно-зажигательно-трассирующих пулях имеется
еще магниево-алюминиевый зажигательный состав, который разме­
щается в хвостовой части, и трассирующий состав из азотнокислого
1 П л а к и р о в а н и е — н а н е с е н и е н а п о в е р х н о с т ь м е т а л л а т о н к о г о сл о я
другого м еталла в процессе прокатки.
82
стронция (60%), магния (23%), сплава магния с алюминием (6%) и
цементатора-идитола (11%).
Воспламенение трассера происходит в стволе горячими порохо­
выми газами.
§ 8.3. Гильзы
Гильза объединяет в одно целое все элементы патрона, а также
служит обтюратором, предотвращая прорыв пороховых газов между
стенками патронника.
Форма гильзы 5 (см. рис. 8.1) соответствует форме патронника.
Она имеет: дульце, куда вставляется снаряд (пуля); скат, обеспечи­
вающий нормальное досылание патрона в патронник; корпус, для
размещения метательного порохового заряда 6 и капсюля-воспламе­
нителя или капсюльной втулки 7.
Гильзы изготавливаются из стали или латуни и должны обла­
дать достаточной прочностью для выдерживания высокой темпера­
туры в канале ствола, а также динамических нагрузок, создаваемых
оружием при стрельбе.
При применении низкомолекулярных “холодных” высококало­
рийных порохов становится возможным использования алюминие­
вых гильз, что снижает эрозию ствола, увеличивает начальную ско­
рость снаряда и на 15-20% увеличивает боекомплект.
Многие годы ведутся работы по созданию сгораемых гильз, что
позволило бы резко повысить эффективность авиационного автома­
тического оружия. Однако приемлемых результатов пока достигнуть
не удалось.
§ 8.4. Пороховые заряды
Пороховой заряд является источником энергии для метания
снаряда (пули) и работы автоматики оружия. В патронах применяют­
ся бездымные пироксилиновые пороха различных марок.
Примерный состав пороха, %:
• пироксилин
90...95;
• спиртоэфирная смесь
до 2,5;
• дифениламин
1,0;
83
• вода
1,0;
• камфора
1,5;
• графит
до 0,2.
Спиртоэфирная смесь, являясь остатком растворителя, проника­
ет внутрь пироксилина, вызывает его набухание и превращает пи­
роксилин из бризантного вещества в метательное. Дифениламин по­
вышает химическую, а вода — физическую стойкость пороха.
Камфора играет роль флегматизатора и уменьшает скорость горения
пороха. Графит повышает гравиметрическую плотность, что важно
при снаряжении гильз насыпью.
Раздел IV. АВИАЦИОННЫЕ УПРАВЛЯЕМЫЕ
СРЕДСТВА ПОРАЖЕНИЯ
Глава 9. Авиационные управляемые ракеты
§ 9.1. Классификация
авиационных управляемых ракет
Авиационные управляемые ракеты представляют собой лета­
тельные аппараты, снабженные боевым зарядом для уничтожения
воздушных, наземных и надводных целей, а также системой наведе­
ния на них.
АУР классифицируют по следующим основным признакам:
• месту старта ракеты и по месту нахождения цели — это раке­
ты “воздух — воздух” (“В” — “В”) и ракеты “воздух — поверхность”
(“В” — “П”);
• дальности достижения целей— ракеты малой дальности
(РМД), ракеты средней дальности (РСД) и ракеты большой дально­
сти (РБД);
• типу аэродинамической схемы — нормальная аэродинамиче­
ская схема, обратная аэродинамическая схема (“утка”), аэродинами­
ческая схема с поворотным крылом, элевонная схема (“бесхвостка”);
• типу системы наведения— это одна из подсистем системы
управления ракетой — СУР), ракеты подразделяются на ракеты с сис­
темой самонаведения, командной системой телеуправления, инер­
циальной системой и комбинированной системой, которая может со­
стоять из нескольких вышеназванных систем, функционирующих на
определенных участках траектории движения ракеты к цели.
Основными характеристиками АУР являются: назначение, стар­
товая масса и габаритные размеры, тип и масса боевой части, тип
85
двигателя, тип систем управления, диапазон дальностей пуска, диа­
пазоны высот, скоростей, перегрузок боевого применения, характе­
ристики точности наведения ракет на цель.
Характеристики ракет “воздух — воздух” отечественного и за­
рубежного производства приведены в табл. 9.1.
Характеристики ракет “воздух— поверхность” отечественного
и зарубежного производства приведены в табл. 9.2.
Ракеты “воздух — воздух” предназначены для уничтожения пи­
лотируемых и беспилотных летательных аппаратов.
РМ Д — их называют еще ракеты ближнего воздушного боя —
имеют систему самонаведения, как правило, инфракрасного типа (теп­
ловую), массу порядка 100 кг, дальность поражения целей 0,3-30 км,
преобладает аэродинамическая схема “утка”.
РСД имеют комбинированные системы наведения, массу до
300 кг, дальность поражения целей до 150 км, аэродинамические
схемы “утка”, элевонные, нормальные.
РБД также имеют комбинированные системы наведения, массу
до 500 кг и поражают цели на удалении порядка 200 км, аэродинами­
ческие схемы, как у РСД.
Ракеты “воздух — поверхность” предназначены для поражения
неподвижных и малоподвижных одиночных наземных и надводных
целей, а также для поражения площадных целей в тактической и
оперативной глубине обороны противника.
§ 9.2. Устройство авиационных управляемых ракет
Большинство серийно выпускаемых ракет имеет традиционную
осесимметричную крестокрылую поперечную конфигурацию. Ком­
поновка ракеты зависит от ее аэродинамической схемы, системы на­
ведения, боевого снаряжения, размещения на носителе, условий экс­
плуатации.
АУР состоит из нескольких отсеков, в которых размещаются
боевая часть, ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ), система
управления движением ракеты и система управления подрывом бое­
вой части. Боевая часть и РДТТ, как правило, размещаются в отдель­
ных отсеках, а все остальные системы и устройства — в аппаратур­
ных (рулевых) отсеках, количество которых зависит от класса
ракеты, типов системы управления и рулевых органов.
86
Таблица 9.1
О б о зн а ч е н и е
М асса, кг
Д лина,
мм
К ал и б р ,
мм
М асса
БЧ, кг
Т ип БЧ
Н аведение
Дпуск? М
цел и , км
ц ел и
Дпах
^ mах
РМ Д
Р -60
45
2100
120
3,5
С терж невая
ИК
0 ,3 -1 0
н /д
12
Р -73
105
2900
170
8,0
С тереж невая
ИК
0 ,3 -3 0
20
12
A IM -9 L
86,6
2870
127
9,5
Ф угасная
ИК
н / д - 18
н /д
н /д
R 550
“М а ж и к ”
90
2750
157
12,5
Ф у га с н а я
ИК
0 ,3 -1 0
н /д
н /д
РСД
Р -2 7 Р Э
250
4780
260
39
С терж невая
И У+Р+РЛ
0 ,5 -1 3 0
27
8
Р -77
175
3600
200
н /д
н /д
А РЛ ГСН
н/д
н /д
12
А ІМ -7 М
228
2700
200
40
С терж невая
ПРЛ г е н
0 ,6 -1 0 0
н /д
н /д
A I M - 120
156,5
3650
178
20
О сколочная И У +А РЛ ГС Н
н /д -7 5
н /д
н /д
РБД
Р -З З Э
490
4150
380
47
О ск о л о ч н о - И У + П Р Л Г С Н
ф у га с н а я
н /д -1 2 0
28
н /д
А ІМ -5 4
443
4000
380
60
С терж невая
н /д -2 0 0
н /д
н /д
У+П +А РЛ+
ГСН
Таблица 9.2
О б о зн а ч е н и е
М а с с а , кг
Д лина,
мм
К алибр,
мм
М асса
БЧ , кг
Тип БЧ
Н аведение
Дпуск* М
// б / п р и м , к м
РМ Д
Х -2 5 М Л
300
4225
275
90
Ф
Л азер
2 -1 5
0 ,1 - 1 0
Х -2 9 Т
680
3375
380
320
Ф
ТВА
3 -2 0
0 ,2 - 1 0
A G M -6 5 B
210
2489
305
57
н /д
ТВ
5,0
н /д
A G M -6 5 G
304
2489
305
136
н /д
ИК
25
н /д
РСД
Х -3 1 П
600
4700
360
90
н /д
П РЛС
5 -1 0 0
0 ,0 5 -1 5
Х -3 5
480
4400
420
145
н /д
АРЛС
5 5 -1 1 3 0
0 ,0 2 - 5
A G M -8 4 E
613
4500
340
227
н /д
И НС+С+И К
1100
н /д
A G M 142A
1500
5700
525
895
н /д
ИНС+ТВ
И ЗО
н /д
РБД
A G M -8 6 A
ALCM
1458
6320
693
н /д
Я д. Б Ч
ИИНС+
T E R -K O M
22500
н /д
A G M -1 2 9 A
1250
6350
740
н /д
Я д. Б Ч
И Н С + Л а з.
33000
н /д
История ракетостроения знает много примеров комплексирования функций бортовой аппаратуры, что позволяет создавать модуль­
ные схемы, обеспечивающие взаимозаменяемость некоторых отсе­
ков. Это позволяет создавать ракеты одного типа разными системами
наведения и разными энергетическими характеристиками.
Структура АУР представлена на рис. 9.1. В головном отсеке 1
размещается система самонаведения (отсек носит название головки
самонаведения— ГСН). В зависимости от типа самонаведения к
этой аббревиатуре могут добавляться буквы, обозначающие принцип
самонаведения:
• ИК ГСН — инфракрасная (тепловая) головка самонаведения;
• АР Л ГСН — активная радиолокационная головка самонаве­
дения;
• ПРЛ ГСН — полу активная радиолокационная головка само­
наведения;
• Л ГСН — полуактивная лазерная головка самонаведения;
• ТВ ГСН — телевизионная (пассивная) головка самонаведения.
На ракетах с аэродинамическими схемами “утка”, с поворотным
крылом, “бесхвостка” на корпусе ГСН могут быть размещены деста­
билизаторы 2 для улучшения управляемости ракетой.
Корпус ГСН может быть цилиндрическим или оживальным. На
ракетах с радиолокационными системами наведения обтекатель из­
готавливается из радиопрозрачного материала и имеет оживальную
форму, на ИК ГСН — полусферический обтекатель из специального
материала.
Неконтактный взыватель (НВ) 3 предназначен для подрыва бое­
вой части в случае, если пролет ракеты относительно цели не пре­
восходит величину зоны поражения БЧ. НВ оптического типа или
радиолокационные размещаются в цилиндрических отсеках, в стен­
ках которого имеются окна для пропускания электромагнитных волн
89
светового диапазона или для установки передающих и приемных ан­
тенн радиолокационного НВ.
Рулевой отсек 4 содержит аэродинамические рули 5, рулевые
приводы. Количество приводов зависит от количества управляющих
рулевых органов, их расположения на ракете и выбранного контура
управления и стабилизации. Наиболее распространенными являются
схемы попарного или дифференциального управления рулями. При
попарном управлении два руля, действующие в одной плоскости,
приводятся в действие от одного привода, при дифференциальном
управлении -каж ды й руль имеет свой индивидуальный привод.
Отсек б — боевая часть. Ракеты “воздух — воздух” могут иметь
осколочные, осколочно-фугасные боевые части, основанные на раз­
личных принципах формирования осколочного поля, задача которого
прекратить штатное функционирование цели. Ракеты “воздух — по­
верхность” могут иметь боевые части фугасного, осколочно-фугас­
ного, кумулятивного, кумулятивно-осколочного и бронебойного ти­
пов, предназначенные для уничтожения целей или вывода их из
строя на продолжительное время.
РДТТ — отсек 7 — предназначен для создания требуемой ско­
рости движения ракеты для достижения цели при эффективном уп­
равлении.
На корпусе двигателя располагаются узел крепления ракеты к
пусковому устройству и в зависимости от аэродинамической схе­
м ы — органы управления с рулевыми приводами или узлы крепле­
ния крыльев 8.
§ 9.3. Аэродинамические схемы авиационных
управляемых ракет
Управлять двигателем ракеты на траектории— значит управ­
лять движением центра масс (ц.м.) ракеты и движением вокруг ц.м.
ракеты, т.е. поворачивать ее относительно вектора скорости и при
необходимости стабилизировать в заданном положении. Управляю­
щие силы могут создаваться аэродинамическим, газодинамическим
или комбинированным способами. Для АУР класса “В — В” исполь­
зуется в основном аэродинамический способ.
При движении ракеты в атмосфере с некоторым углом атаки аэ­
родинамические силы создаются корпусом ракеты, крылом, рулевы­
90
ми органами и специальными аэродинамическими устройствами
(стабилизатором, дестабилизатором).
Удельный вес составляющих аэродинамических сил отдельных
элементов ракеты зависит от аэродинамической схемы ракеты.
9.3.1. Плоская аэродинамическая симметрия (зеркальная)
Плоская аэродинамическая симметрия соответствует самолетной
схеме (рис. 9.2) (плоскость симметрии Y0X). Управление в вертикаль­
ной плоскости осуществляется рулями высоты, расположенными на
стабилизаторе, а в боковой плоскости — рулями поворота, чем дости­
гается плоский разворот (рис. 9.3, а). В то же время возможен и другой
вид разворота — координированный разворот (рис. 9.3, б).
Рис. 9.3
91
В первом случае боковая аэродинамическая сила Z (рис. 9.3, а)
создается рулем поворота 8Р и корпусом.
Во втором случае используется подъемная сила крыла Y
(рис. 9.3, б) и величина силы Z существенно больше. При координи­
рованном развороте дополнительно работают элероны крыла, разво­
рачивающие ЛА на угол крена у.
При координированном развороте можно получить большее
значение перегрузки в боковом направлении, однако она существен­
но меньше, чем в вертикальной плоскости, так как при больших зи­
лах (у - 50°) появляется скольжение ЛА. Таким образом, координи­
рованный разворот позволяет получать большую перегрузку в
боковой плоскости, чем плоский. Однако для осуществления плоско­
го разворота требуется более простая система управления, поскольку
для управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях доста­
точно двух каналов управления. Для осуществления координирован­
ного разворота необходимы три канала управления, причем они
должны быть функционально связаны между собой.
Эту схему целесообразно использовать для ракет, имеющих
большую дальность полета, траектория которых имеет значительные
прямолинейные участки. Таким требованиям отвечают ракеты “воз­
дух — поверхность” большой дальности, не требующие высоких ма­
невренных качеств и предназначенные для поражения крупных на­
земных объектов.
9.3.2. Осевая аэродинамическая симметрия
Рассмотрим ракету с крестообразными крыльями (рис. 9.4), рас­
положенными под углом 90° относительно друг друга.
Рис. 9.4
Вектор скорости ракеты направлен под углом атаки а относительно
оси ОZ, a сама ракета повернута относительно оси ОХна угол крена у.
При постоянном угле атаки подъемная сила крестообразного
крыла не зависит от угла крена и крыло обеспечивает одинаковую
подъемную (управляющую) силу в любом направлении.
При крестообразном крыле рули также выполняются по кресто­
образной схеме и их плоскости совпадают с плоскостями крыльев.
Крылья и рули, находящиеся в одной плоскости, образуют канал
управления. Таким образом, при осевой симметрии двух взаимно
перпендикулярно расположенных крыльях и рулях подъемная сила
одного канала будет находиться в плоскости крыльев другого канала.
Система наведения должна также иметь два независимых канала
управления, вырабатывающих сигналы, подаваемые на рулевые при­
воды, которые обеспечивают образование углов атаки.
Ракеты с крестообразным крылом (осевая симметрия) по срав­
нению с ракетами, имеющими монопланное крыло (плоская симмет­
рия), обладают более высокой маневренностью, причем эта манев­
ренность одинакова в любом направлении. Итак, преимущество
осевой аэродинамической схемы по сравнению с плоской аэродина­
мической симметрией состоит в высокой маневренности, простоте
системы управления (два независимых канала и один канал стабили­
зации вместо трех взаимосвязанных каналов).
Область применения АУР с крестообразным крылом — ракеты
класса “В — В” малой и средней дальности, ракеты класса “В — П”
малой дальности.
Осевая аэродинамическая схема используется в корректируемых
АБ типа КАБ-500.
9.3.3. Нормальная аэродинамическая схема
авиационной управляемой ракеты
В нормальной аэродинамической схеме АУР рули расположены
в хвостовой части ракеты позади центра масс (рис. 9.5). Крыло раз­
мещается перед рулями таким образом, чтобы центр масс находился
впереди центра давления.
При отклонении руля на угол 5 возникает подъемная сила руля
Ур, момент которой Мупр разворачивает ракету относительно центра
93
масс. С увеличением угла атаки а подъемные силы Ук, YKp и соответ­
ствующие им моменты растут, а подъемная сила руля и управляю­
щий момент уменьшаются. Процесс отработки угла а колебатель­
ный. Колебания ракеты относительно ц.м. прекратятся, когда
Mzy = М упр + Мк—М кр = О, т.е. У = Укр + Ук - Ур.
JL 1
-
Рис. 9.5
Преимущества нормальной схемы:
• высокое аэродинамическое качество за счет большой несу­
щей поверхности крыла;
• возможность создания больших углов атаки, вплоть до критиче­
ских (до 20°), поскольку крыло находится в невозмущенном потоке;
• управление по курсу можно осуществлять с помощью диф­
ференциальных рулей, а при большом размахе крыла — с помощью
элеронов (чтобы сток от них не попадал на рули).
Недостатки нормальной схемы:
• подъемная сила руля вычитается из суммы управляющей си­
лы и тратится на балансировку;
• имеют место конструктивные ограничения на компоновку
хвостовой части ракеты из-за необходимости размещения приводов
- рулей;
• двигатель сдвигается вперед и в ряде случаев используются
боковые сопла.
Нормальная аэродинамическая схема используется в ракетах
класса “В — В”, рассчитанных на большую дальность и высоту по­
лета (например, ракета Р-23).
94
9.3.4. Элевонная аэродинамическая схема “бесхвостка”
Схема “бесхвостка” (рис. 9.6) является разновидностью нор­
мальной схемы. Если в нормальной схеме увеличивать площадь кры­
ла за счет увеличения корневой хорды крыла и одновременно
уменьшать размах крыла, то задняя кромка крыла будет сдвинута
назад. Одновременно надо сдвинуть назад все крыло, чтобы не зате­
нять БЧ и НВ. При этом рули “садятся” на крыло. Такие рули назы­
ваются элевонами.
Рис. 9.6
Сдвиг крыла назад увеличивает статическую устойчивость раке­
ты и ухудшает управляемость.
Поэтому приходится увеличивать площадь рулей и повышать
мощность рулевого привода. Для парирования этих отрицательных
последствий сдвига крыла в носовой части устанавливают непод­
вижные аэродинамические поверхности — дестабилизаторы, кото­
рые улучшают управляемость ракеты. По своим динамическим каче­
ствам схема “бесхвостка” занимает промежуточное положение
между нормальной схемой и схемой “утка”.
Достоинство схемы “бесхвостка” :
• малый размах крыла;
• хорошая эксплуатационная технологичность;
• крыло тоньше и легче, чем у нормальной схемы;
• несущая способность повышает эффективность на больших
высотах;
• динамика установления угла а лучше, чем у нормальной схе­
мы из-за того, что демпфирующее действие крыла лучше, чем у нор­
мальной схемы, заброс перегрузки меньше.
Недостатки: как и у нормальной схемы трудности с компоновкой.
95
При установке дестабилизаторов ухудшается эффективность
рулей и крыльев из-за возмущения потока, их обтекающего.
Схема “бесхвостка” применяется преимущественно для ракет,
предназначенных для поражения высотных целей.
9.3.5. Обратная аэродинамическая схема “утка”
В этой схеме рули располагаются впереди ц.м., а крыло — сзади
(рис. 9.7).
I
Момент управления Л/упр, возникающий при отклонении руля на
угол 6, разворачивает ракету на угол атаки а . Переходный процесс
установления а затухает быстрее благодаря высокому демпфирую­
щему моменту крыла.
Достоинство схемы “утка” : рули находятся в невозмущенном
потоке, площадь миделевого сечения ракеты меньше, привод нужен
менее мощный.
Недостатки схемы “утка” :
• несущая способность ракеты с такой схемой меньше, чем у
ракеты с нормальной схемой и “бесхвостки”, так как нельзя устано­
вить ракету на большие углы атаки;
• на больших углах атаки происходит срыв потока, рули стано­
вятся малоэффективными;
96
• поскольку рули расположены впереди крыльев, на крыльях
возникает скос потока.
Для стабилизации ракеты по крену используют элероны, а если
возникает необходимость ограничить скорость крена — роллероны.
В авиационных ракетах эта схема применяется в тактических
ракетах “воздух— поверхность” небольшой дальности и ракетах
“воздух — воздух” для поражения целей на малых и средних дально­
стях при умеренных высотах.
9.3.6. Аэродинамическая схема с поворотным крылом
Схема с поворотным крылом (рис. 9.8) получается из аэродина­
мической схемы “утка”, если рули сдвинуть назад и увеличить их
площадь. В этом случае рули превращаются в поворотные крылья, а
роль крыльев играет стабилизирующее оперение в хвостовой части
корпуса ракеты.
*1
I
Управление по курсу в такой схеме обеспечивается дифферен­
циальным отклонением крыльев. Благодаря большим значениям
площади крыла косой обдув на стабилизаторе создает момент крена
много меньший, чем на крыльях в схеме “утка”.
Достоинство схемы с поворотным крылом:
• быстрое образование управляющей силы Y и, следовательно,
перегрузок;
• удобство компоновки.
97
Недостатки схемы:
• большие моменты на р у л ях — крыльях, требуется мощный
привод, система управления ракеты должна иметь три канала управ­
ления;
• канал управления по крену функционально связан с каналами
управления по направлениям и достаточно сложный.
Благодаря быстроте образования управляющей силы, схема с
поворотным крылом находит применение в авиационных ракетах
класса “воздух — воздух” для поражения воздушных целей на малых
и средних высотах и дальностях.
§ 9.4. Системы управления авиационными
управляемыми ракетами (системы управления ракетами)
9.4.1. Общие сведения
Система управления полетом ракеты предназначена для наве­
дения ее на цель. Организация управления движением ракеты зави­
сит от выбранного метода наведения.
Методом наведения называется организация полета в точном
соответствии с принятыми законами изменения параметров, опреде­
ляющих требуемое движение ракеты к цели.
Наиболее распространенными являются метод прямого наведе­
ния и метод пропорционального сближения. Первый используется в
ракетах класса “воздух — поверхность”, второй — в ракетах класса
“воздух — воздух”.
Простейшим методом телеуправления является метод трех то­
чек или метод совмещения. Суть метода состоит в такой организации
наведения ракеты на цель, при которой три точки (пункт управления
(П), ракета (Р), цель (Ц)) в течение всего полета ракеты находятся на
одной прямой (рис. 9.9).
Положение цели в системе координат UXnYnZn, связанной с
пунктом управления П, определяется углами ец, Э„, положение ра­
кеты в той же системе координат углами — ер, $ р.
Тогда метод совмещения может быть описан равенствами
£ц=£р; Эц= Эр.
98
(9.1)
Yn
За параметры управления здесь удобно принять углы, опреде­
ляющие положение ракеты относительно направления на цель. Эти
углы равны:
Аі = ец-Ер, A2= -(9'u--9p)cos£p.
(9.2)
Функциональная схема СУР представлена на рис. 9.10. В блок
формирования параметров управления (БФПУ) поступают сигналы
от цели. При самонаведении аппаратура этого блока находится в го­
ловном отсеке ракеты, при командном наведении этот блок включает
как аппаратуру, находящуюся на ракете, так и аппаратуру, располо­
женную на носителе.
Рис. 9.10
При использовании инерциальной системы сигналы в этот блок
поступают от программного устройства, часть которого может быть
установлена на ракете, а часть — на носителе.
99
Сигналы, несущие информацию о параметрах управления, по­
ступают в блок формирования управляющего сигнала (БФУС), кото­
рый часто называют автопилотом или блоком управления. Туда же
идут сигналы с дополнительных измерителей (ДИ). В соответствии с
законом управления здесь производится преобразование сигналов
(усиление, интегрирование, дифференцирование, суммирование
и т. д.).
Управляющий сигнал действует на привод органов управления
(ПОУ), который изменяет положение управляющего органа. При
этом возникает управляющая сила, которая меняет направление дви­
жения ракеты таким образом, чтобы устранить имеющиеся отклоне­
ния от заданного метода управления. Предложенная схема проста,
так как иллюстрирует принцип управления ракетой в самом общем
виде. В действительности схема содержит несколько каналов управ­
ления, каждый из блоков представляет собой сложнейшее устройст­
во, содержащие высокоточные электромеханические измерители и
электронные схемы.
В состав современных СУР входят бортовые цифровые вычис­
лительные машины (БЦВМ). Задачи Б Ц В М — осуществлять управ­
ление блоками и механизмами СУР в соответствии с алгоритмами
управления системой наведения, системой стабилизации, работой
приводов органов управления, системой боевого снаряжения. В ком­
бинированных системах наведения, особенно с участием инерциаль­
ных систем, используется довольно сложная программа, успешное
решение которой требует высокого быстродействия.
9.4.2. Системы самонаведения
Системы самонаведения — это системы, которые формируют
нформацию о требуемом движении с помощью устройств, следящих
за целью и расположенных на ракете.
Пассивные системы самонаведения — оптические (телевизион­
ные), инфракрасные— используют естественный контраст цели, а
радиолокационные — излучение радиоволн в импульсном или не­
прерывном режиме:
• оптические — электромагнитные колебания видимого спек­
тра частот (395...750)-ІО3 ГГц (0,4-0,76 мкм);
100
• инфракрасные — электромагнитные колебания инфракрасно­
го спектра частот (715...395)-103 ГГц (0,76-420 мкм);
• радиолокационные— электромагнитные колебания радио­
частотного спектра частот.
Они имеют общие преимущества:
а) скрытый подход к цели (внезапность атаки);
б) минимальный объем и массу дополнительного оборудования,
которое необходимо устанавливать на летательный аппарат;
в) свободу маневра летательного аппарата после пуска ракеты.
Недостатками оптических и инфракрасных систем является за­
висимость от состояния атмосферы (видимость и влажность), значи­
тельно влияющего на дальности обнаружения и захвата цели, а также
необходимость обеспечения помехозащищенности, особенно для ИК
систем.
Активные системы — это системы, предусматривающие уста­
новку на ракете как приемника информации от цели, так и источника
облучения цели. Для ракет класса “воздух— воздух” и “воздух —
поверхность” (противокорабельные ракеты) применяются радиоло­
кационные системы.
Преимущества активных систем:
а) свобода маневра летательного аппарата после пуска ракеты;
б) независимость применения от времени суток и состояния ат­
мосферы.
Недостатки активных систем:
а) усложнение аппаратуры наведения, увеличение ее массовых и
габаритных характеристик;
б) невозможность внезапной атаки цели.
Полуактивные системы наведения— системы, у которых ис­
точник облучения цели находится вне ракеты (на носителе, на дру­
гом летательном аппарате или вообще на земле). Для ракет “воз­
д у х — воздух” применяются радиолокационные системы, для ракет
класса “воздух— поверхность” — радиолокационные и лазерные
системы .
Преимущества полуактивных систем:
а) приемлемые массовые и габаритные характеристики аппара­
туры наведения ракеты;
б) менее трудоемкие способы обеспечения помехозащищенно­
сти систем;
101
в)
возможность использования различных объектов (воздушных
и наземных) для установки аппаратуры облучения целей.
К недостаткам полуактивных систем следует отнести необходи­
мость запрограммированной траектории движения объекта, на кото­
ром установлена аппаратура облучения цели. Кроме того, полуак­
тивные радиолокационные системы, так же как и активные
радиолокационные, успешно применяются в любое время суток при
любом состоянии атмосферы, а полуактивные лазерные системы
страдают теми же недостатками, что и пассивные ИК системы.
9.4.3. Командные системы телеуправления
Это системы, в которых информация о требуемом движении
формируется с помощью устройств, следящих за целью и располо­
женных на пункте управлении (на носителе), а затем передается на
ракету. Источниками информации служат работающие независимо
друг от друга измерители координат цели и ракеты. По измеренным
значениям координат цели и ракеты система управления вооружени­
ем на основании алгоритмов наведения формирует параметры управ­
ления. Параметры управления в виде команд могут передаваться на
ракету по радиолинии или с помощью лазерного луча. Наибольшее
распространение командные системы телеуправления получили в
ракетах “воздух — поверхность”.
9.4.4. Инерциальные системы наведения
Инерциальные системы наведения (И С Н )— это автономные
системы, которые информацию о требуемом движении получают на
старте и в процессе полета ракеты не имеют связи с целью. Парамет­
ры управления в полете вырабатываются по ускорениям ракеты, из­
меренным с помощью датчиков линейных ускорений. При этом ко­
ординаты ракеты определяются двукратным интегрированием
соответствующих составляющих ускорения. Блок системы управле­
ния, определяющий координаты ракеты, называется координатором,
или блоком управления. На РСД и РБД, предназначенных для пора­
жения и воздушных, и наземных целей, в блок управления дополни­
тельно устанавливаются двух- и трехстепенные гироскопы для изме­
102
рения угловых скоростей вращения ракеты вокруг центра масс и уг­
лов положения осей связанной с ракетой системы координат. Пре­
имущество инерциальных систем — полная помехозащищенность,
недостаток — сложность и при длительном полете ракеты неудовле­
творительная точность измерений.
Общим недостатком систем самонаведения является небольшая
дальность обнаружения и захвата целей. Поэтому на РСД и РБД обо­
их классов используются комбинированные системы управления. В
комбинированных системах наведения ИСН может использовать
сигналы радиокоррекции для учета маневра цели или уточнения про­
граммной траектории движения. Для ракет класса “воздух — воздух”
средней дальности ИСН управляет ракетой на протяжении 2/3 дис­
танции до цели.
§ 9.5. Боевое снаряжение
авиационных управляемых ракет
Боевое снаряжение АУР содержит БЧ, контактный (КВ) и не­
контактный (НВ) взрыватели, предохранительно-исполнительный
механизм (ПИМ). Как правило, все элементы боевого снаряжения
содержатся в одном отсеке. Вместе с тем возможно размещение
взрывателей в других отсеках для создания наиболее эффективных
условий формирования поражающего действия БЧ. В ракетах может
применяться фугасная, осколочно-фугасная, кумулятивная боевые
части, а также БЧ стержневого и объемно-детонирующего типа.
Ракеты класса “воздух — воздух” снаряжаются осколочнофугасными или стержневыми БЧ. Осколочно-фугасная БЧ представ­
ляет собой металлическую оболочку, внутри которой имеется бри­
зантное ВВ. При его взрыве оболочка дробится на осколки, разле­
тающиеся с большой скоростью. Пространственная область разлета
осколков заключена между двумя коническими поверхностями с
вершиной в центре боевой части, имеющими общей осью продоль­
ную ось ракеты (рис. 9.11).
Благодаря начальной скорости разлета осколков Ѵ0 и скорости
движения ракеты V , вектор суммарной скорости Ѵоск, располагаясь
под углом к продольной оси ракеты, образует два сектора в плоско­
сти рисунка А'ОВ' и АОВ, ограничивающих зону разлета осколков.
103
В боевой части стержневого типа на внешней цилиндрической
поверхности заряда ВВ помещаются п стержней длиной / каждый,
сваренные между собой особым способом и уложенные в виде сжа­
той пружины.
А
/в
А
Рис. 9.11
При взрыве БЧ пружина разворачивается в кольцо со скоростью
разлета осколков и одновременно перемещается со скоростью, полу­
ченной от ракеты, образуя поверхность конуса. Максимальный ради­
ус кольца R = knl/ ( 2 л ) , где к — коэффициент, учитывающий угол
между двумя сваренными между собой стержнями, при котором со­
храняется целостность кольца.
Для взрыва БЧ применяются контактные взрывательные уст­
ройства и неконтактные взрывательные устройства (НВУ). Первые
обеспечивают взрыв при прямом попадании в цель или преграду,
вторые — при пролете цели. НВУ ракет производит взрыв БЧ в ре­
зультате приема электромагнитного излучения от цели.
НВУ, использующие излучения радиочастотного диапазона длин
волн, называются радиотехническими, а использующие излучения ви­
димого или инфракрасного диапазона длин волн — оптическими. НВУ,
которые использует излучение, генерируемое целью, называются пас, сивными, а те, которые сами излучают энергию в пространство и при­
нимают отраженный от цели сигнал, — активными.
Взрывательные устройства ракет существенно отличаются от
взрывателей авиационных бомб. У них больше ступеней предохра­
нения и устройства, обеспечивающие их реализацию, более сложные.
Все эти устройства объединены в один агрегат, называемый
предохранительно-исполнительным механизмом. Первая ступень
104
предохраняет старт неисправной ракеты: она снимается только после
выхода бортовых источников питания ракеты на штатный режим ра­
боты, формирует команды начала функционирования СУР и выдает
необходимую информацию на борт носителя.
Вторая ступень снимается в момент отделения ракеты от пуско­
вого устройства. При этом формируются команды как для СУР, так и
для носителя. Последняя из ступеней предохранения содержит, как
правило, инерционный механизм, обеспечивающий минимальную
безопасную для носителя дальность срабатывания БЧ. К числу ос­
новных характеристик НВУ относят радиус срабатывания, парамет­
ры диаграммы направленности, пороговую чувствительность прием­
ного устройства и время дальнего взведения ПИМа.
На ряде ракет средней и большой дальности алгоритмы БЦВМ
ракеты предусматривают возможность регулировки некоторых ха­
рактеристик в процессе наведения в зависимости от типа цели и ха­
рактере ее движения.
§ 9.6. Двигатели авиационных управляемых ракет
В АУР применяются реактивные двигатели двух типов: ракет­
ные и воздушно-реактивные.
Ракетные двигатели создают реактивную струю без участия атмо­
сферного воздуха, поэтому ими могут снабжаться ракеты для примене­
ния и в атмосфере, и в космосе, а также авиационные торпеды.
Наибольшее распространение получили ракетные двигатели
твердого топлива (РДТТ). Они снаряжаются смесевыми порохами,
которые содержат горючее (каучук, смолы, пластмассы и т. п.) и
окислители (смеси нитратов, перхлоратов), различные добавки, по­
вышающие эффективность работы РДТТ и снижающие вредное
влияние струи на носитель.
РДТТ надежны и просты в эксплуатации. В зависимости от ка­
либра ракеты и ее назначения существует большое количество РДТТ,
отличающихся массой, габаритными размерами, технологией и мате­
риалами.
Структура конструкции РДТТ представлена на рис. 9.12.
В общем случае конструкция двигателя состоит из следующих
элементов:
1 — передняя крышка;
105
2 — контакт запуска двигателя;
3 — передний узел крепления ракеты;
4 — корпус двигателя;
5 — воспламенитель;
6 — центральный канал пороховой шашки;
7 — пороховой заряд;
8 — задний узел крепления ракеты;
9 — узел крепления крыла;
10 — сопло;
11 — графитовый вкладыш;
12 — задняя крышка;
13 — пиропатрон воспламенителя.
Корпус двигателя изготовляют из алюминиевых, титановых
сплавов или стали, сопло — из жаропрочной керамики, вкладыш —
из графита (карбида кремния, металлокерамики), что обеспечивает
постоянство сечения сопла. Передняя, задняя крышки крепят на себе
элементы конструкции двигателя и стыкуют его с другими секциями
ракеты.
Для предотвращения прогорания корпуса (температура горения
топлива может колебаться в пределах 1200-3000 °С) внутри его на­
носится теплозащитное покрытие из материалов с низкой теплопро­
водностью.
На внешней поверхности корпуса могут размещаться узлы кре­
пления АУР к пусковому устройству, органы стабилизации ракеты
или управления.
На ракетах большой дальности дополнительно к РДТТ могут
быть установлены воздушно-реактивные (ВРД) двигатели. На раке­
106
-
тах, скорости которых достигают 2 < М < 4, может успешно исполь­
зоваться прямоточный ВРД (ПВРД) на высотах до 30 км.
Перспективными являются комбинированные ракетно-прямоточные двигатели.
Глава 10. Корректируемые авиационные бомбы
§ 10.1. Классификация корректируемых
авиационных бомб
Корректируемые (управляемые) авиационные бомбы (КАБ,
УАБ) являются одним из эффективных видов АСП. Результаты их
боевого применения дают основание отнести их к высокоточному
виду оружия.
По данным командования ВВС США, в течение 13-14.02.1991 г.
46 самолетов F-111 сбросили 184 УАБ типа GBU-12, поразив 132 це­
ли Ирака (эффективность 0,72), применение тактических истребите­
лей F-117A с УАБ, по тем же источникам, позволила достигнуть эф­
фективности 0,95.
В КАБ сочетаются высокие поражающая способность БЧ авиа­
ционной бомбы и точность наведения на цель АУР класса “воздух —
поверхность”.
Классификация КАБ проводится по двум признакам, присущим
АУР класса “воздух— поверхность”: по принятой аэродинамиче­
ской схеме — элевонная или “утка”; по выбранной системе наведе­
ния — радиокомандной, лазерной, телевизионной, тепловизионной и
комбинированной, сочетающей радиокомандную плюс телевизион­
ную или тепловизионную.
Как и авиационные бомбы, КАБ классифицируются по калибру
(КАБ-500, КА Б-1500) и по типу боевой части.
§ 10.2. Устройство корректируемой авиационной бомбы
Компоновочная схема состоит из отдельных отсеков, в которых
размещаются все элементы КАБ (рис. 10.1).
На рисунке изображена КАБ с элевонной аэродинамической
схемой и полуактивной лазерной системой наведения. К аппаратур­
107
ному отсеку 2 с помощью двухстепенного карданного подвеса кре­
пится флюгерный (аэродинамический) координатор цели 1.
В аппаратурном отсеке размещены электронные схемы выделе­
ния сигнала от цели и его обработки. Там же размещается взрывательное устройство контактного, а для кассетных боевых частей — и
неконтактного типа.
Боевая часть занимает отсек 3. Это может быть фугасная, оско­
лочно-фугасная или кассетная боевая часть, снаряженная осколоч­
ными, кумулятивными или зажигательными суббоеприпасами.
Отсек 6 содержит источники питания, рулевые приводы, элек­
тронные схемы формирования команд управления. На корпусе отсе­
ка крепятся четыре крыла-стабилизатора 4. В корневой части крыль­
ев крепятся аэродинамические рули 5.
Рис. 10.1
Характеристики отечественных и зарубежных управляемых
бомб представлены в табл. 10.1.
Калибр зарубежных образцов пересчитан в кг; ТВ — телевизи­
онное самонаведение; Лаз. — лазерное полуактивное наведение; К —
командное; Ф — фугасная БЧ; Дмакс— максимальная дальность сбро­
са АБ; Н пр — высота применения.
Глава 11. Авиационные торпеды
§ 11.1. Устройство авиационной торпеды
Авиационные торпеды (АТ) предназначены для поражения под­
водных лодок, подводных частей кораблей и гидросооружений. По
форме, габаритным размерам и основам устройства они не отлича­
ются от морских корабельных торпед.
Внешнее отличие состоит в наличии у АТ специального носово­
го насадка, который обеспечивает правильное движение торпеды на
108
Таблица 10.1
Н авед ен и е,
(к р у го во е в е­
р о ятн о е о т ­
к л о н ен и е, м)
Д л и н а, мм
Д и а м ет р
к о р п у са, мм
- /5 0 0 -5 5 0 0 0
Т В (1 - 2 )
3050
350
1180
-/1 0 0 -1 1 8 0 0 0
Л аз. (10)
4600
580
ФФ
227
1 0 /2 0 0 -6 0 0 0
Л аз. (10)
3300
280
1100
ФФ
896
2 0 /-
ТВ
4000
610
A G M -6 2 (С Ш А )
500
ФФ
385
2 5 /2 0 0 0 -9 0 0 0
Т В (5)
3440
380
A G M -6 2 A (С Ш А )
1100
ФФ
907
40/д о 9000
ТВ+К
4040
450
S A M P -400 (Ф р.)
550
ФФ
165
2 0 /1 0 0 -1 5 0 0 0
ТВ
2500
4 10
К ал и б р ,
кг
Т и п БЧ
М асса
БЧ , кг
К А Б -5 0 0 К р
500
ФФ
380
К А Б -1500Л -Ф
1500
ФФ
G B U -1 2 (С Ш А )
285
G B U -9 (С Ш А )
О б озн ачен и е
Д мако КМ
/ Н„р, М
участке внедрения в воду, и узла на корпусе торпеды для подвески ее
к держателю ракетно-бомбардировочной установки.
По способу применения с ЛА различают высотные и низкие
АТ. На высотных АТ установлены специальные тормозные устрой­
ства. Они сбрасываются с средних и малых высот с использованием
тормозных парашютов, низкие АТ — с малых высот.
Компоновочная схема АТ представлена на рис. 11.1. Боевой за­
ряд АТ располагается в переднем отсеке 3, закрытом обтекателем, на
котором установлен носовой насадок 1. Боевой заряд снаряжается
бризантными ВВ. Поскольку в воде наиболее эффективным пора­
жающим воздействием на цель является ударная волна, боевой заряд
снабжен неконтактным взрывателем 2.
Неконтактные взрыватели для АТ подразделяются: по принципу
действия— на электромагнитные, магнитные и акустические; по
месту нахождения источника физического поля — на активные, если
источник поля находится на торпеде, и пассивные, если поле созда­
ется целью.
В отсеке 5 располагается система управления. АТ управляется
по глубине и направлению. В качестве системы самонаведения могут
быть использованы пассивные и активные акустические системы.
Пассивные системы предпочтительнее, так как при наличии специ­
альной двигательной установки они обеспечивают скрытый подход к
цели. На корпусе отсека укреплен Т-образный узел 4 подвески АТ на
замок специального кассетного держателя.
АТ могут снабжаться парогазовыми двигательными установка­
ми или ракетными двигателями. При использовании парогазовых
двигательных установок 7 запас топливо размещается в отсеке б.
На корпусе двигателя укреплен стабилизатор 8, на котором раз­
мещены рули 9 глубины и направления.
ПО
§ 11.2. Повышение эффективности действия
малогабаритных противолодочных торпед
Рассмотрим возможные направления повышения эффективно­
сти действия современных малогабаритных противолодочных торпед
(МГТ). Для поражения двухкорпусных подводных лодок (ПЛ) могут
использоваться только кумулятивно-фугасные боевые зарядные от­
деления с коническими и комбинированными облицовками, обеспе­
чивающие сквозную пробоину в прочном корпусе и запреградное
действие оставшейся части кумулятивной струи. Для поражения од­
нокорпусных подводных лодок в ближней зоне может быть исполь­
зовано совместное действие кумулятивной струи и ударной волны.
Основными направлениями повышения эффективности дейст­
вия подводных боеприпасов можно считать совершенствование кон­
структивных схем БЗО и реализацию совместного кумулятивно­
фугасного эффекта взрыва для увеличения площади сквозного раз­
рушения преграды.
На рис. 11.2 приведены возможные конструктивные схемы БЗО
с осевым (а), поперечным (б) и наклонным (в) относительно торпеды
расположением кумулятивного заряда (КЗ). Выбор схемы определя­
ется условиями применения и размерами подводного боеприпаса.
Применительно к МГТ предпочтительной является схема осевого
расположения КЗ, которая в дальнейшем и будет рассматриваться
как основная.
Увеличение диаметра сквозной пробоины в прочном корпусе
двухкорпусной конструкции ПЛ может быть реализовано при ис­
111
пользовании полусферических и сегментных (в форме мениска) об­
лицовок, однако в этом случае необходимо обеспечивать прохожде­
ние массивной кумулятивной струи или ударного ядра в парогазовой
каверне, образованной в слое воды между легким и прочным корпу­
сами (ПК).
На рис. 11.3 приведены возможные варианты конструкции БЗО
подводных боеприпасов с использованием как кумулятивных, так и
фугасных предзарядов.
1
в)
2
г)
Рис. 11.3
Использование предзаряда позволяет почти в два раза сократить
размеры воздушной полости в головной части без снижения эффектив­
ности действия боеприпаса, а при наличии элементов аппаратурного
отсека на пути движения кумулятивной струи основного заряда проис­
ходит их “разбрасывание”. Кумулятивный предзаряд к тому же будет
разрушать металлокерамические части приемно-излучающего устрой­
ства, пробивать корпус головной части боеприпаса и создавать каверну
в воде. Большей эффективности можно ожидать, используя в качестве
предзаряда 1 удлиненный цилиндрический заряд, на торце которого
установлена металлическая пластина 3 (рис. 11.3, г) определенной тол­
щины.
На рис. 11.3 изображено: а — схема с компактным цилиндриче­
ским фугасным предзарядом; б — схема с кумулятивным предзарядом; в — схема со смещенным от оси кумулятивным предзарядом;
г — схема с удлиненным цилиндрическим фугасным предзарядом,
112
с пластиной на торце; 1 — предзаряд; 2 — основной КЗ; 3 — метал­
лическая пластина.
В целом можно сделать следующие выводы:
• использование кумулятивно-фугасных БЗО с коническими и
комбинированными облицовками из меди и стали позволяют пора­
зить наиболее взрывостойкие двухкорпусные конструкции типовых
ПЛ-целей при контактном и неконтактном действии МГТ с образо­
ванием в прочном корпусе сквозной пробоины диаметром от 80 до
100 мм (для МГТ диаметром 324 мм) и разрушением уязвимых агре­
гатов за прочным корпусом при попадании в них оставшейся части
кумулятивной струи и откольных осколков; при этом необходима
ориентация оси КЗ на пересечении с поверхностью прочного корпуса
при углах подхода МГТ, максимально близких к нормали (отклоне­
ние в пределах 30-45°);
• использование кумулятивно-фугасных БЗО с низкими (поло­
гими) кумулятивными облицовками, формирующими ударные ядра,
не обеспечивает сквозного пробития ПК в двухкорпусных конструк­
циях типовых ПЛ-целей даже в условиях контактного и близкого не­
контактного действия МГТ; при этом эффективность действия удар­
ных ядер резко падает при увеличении отклонения от нормали угла
подхода МГТ к ПЛ-цели и толщины слоя воды между головной ча­
стью корпуса МГТ и ПК ПЛ-цели;
• при определенных условиях (небольшое расстояние от центра
масс заряда ВВ до ПК, небольшая толщина ПК и оптимальный угол
подхода МГТ к ПК) возможна реализация так называемого кумуля­
тивно-фугасного эффекта взрыва, когда образуемое кумулятивной
струей сквозное отверстие в ПК будет “разворачиваться по лепест­
кам (магистральным трещинам разрыва) за счет дополнительного
фугасного действия сопутствующей ударной волны, что приведет к
существенному увеличению площади сквозной пробоины в ПК од­
нослойной конструкции ПЛ;
• весьма перспективным может быть разработка БЗО тандем­
ного типа с использованием предзаряда различных конструктивных
решений, обеспечивающих возможность для нормального функцио­
нирования основного КЗ с низкой (пологой) кумулятивной облицов­
кой, формирующей ударное ядро, движущееся внутри создаваемой в
воде каверны до взаимодействия с ПК двухкорпусной ПЛ-цели;
в этом случае возможно образование в ПК сквозного отверстия диа­
113
метром (0,5...0,7)t/0 (где do — внутренний диаметр кумулятивной об­
лицовки), т. е. в 2-2,5 раза превышающим диаметр отверстия от дей­
ствия классической кумулятивной струи; при этом возможен допол­
нительный запреградный эффект за счет мощного тыльного откола
преграды и заноса за преграду активно реагирующих или пирофор­
ных материалов.
Глава 12. Авиационные взрывательные
устройства
§ 12.1. Классификация и основные характеристики
авиационных взрывательных устройств
Для приведения в действие в заданное время боевых зарядов
АСП применяются авиационные взрывательные устройства (АВУ).
Для авиационных бомб это, как правило, автономные конструк­
ции, которые устанавливаются на них непосредственно при подго­
товке их к применению, они называются авиационными взрывате­
лями. Для управляемых средств поражения, а также для артилле­
рийских боеприпасов, мин и некоторых типов АБ это может быть
достаточно сложная система, состоящая из нескольких устройств,
встроенных в различные элементы конструкции АСП.
На АВУ возлагается выполнение двух функций:
1) обеспечение надежного срабатывания боевого заряда в задан­
ных условиях боевого применения;
2) предотвращение непреднамеренного срабатывания АСП при
его хранении, транспортировке и на траектории его движения к цели
в опасной близости от носителя.
АВУ классифицируют по следующим признакам:
• способу взаимодействия с целью — контактные, дистанцион­
ные и неконтактные;
• физическому принципу действия— механические, электри­
ческие, оптические, радиотехнические, химические.
Основными характеристиками являются время срабатывания
АВУ и время дальнего взведения.
Время срабатывания — время от прямого или косвенного контакта
с целью до момента полного инициирования ВВ боевого заряда.
114
Для взрывателей АБ на основании многочисленных экспери­
ментов условно приняты следующие величины:
• мгновенное срабатывание
<0,001 с;
• малое замедление
0,01с;
• большое замедление
0,1 с;
• штурмовое замедление
1 с -1 0 мин.
Время дальнего взведения — время от момента отделения АСП
от носителя до момента снятия последней ступени предохранения.
Это время дает возможность АСП удалиться от носителя на
безопасное расстояние, при котором непреднамеренное срабатыва­
ния боевого заряда не может причинить вред носителю и экипажу.
Чем меньше скорость отделения АСП от носителя, тем больше
должно быть время дальнего взведения.
Существуют многочисленные частные характеристики АВУ, ко­
торые зависят от типа АСП и конструкции АВУ.
§ 12.2. Контактные авиационные взрывательные
устройства
Контактные АВУ срабатывают при ударе в цель (преграду). Ими
снаряжаются большинство АБ, НАР, АУР, мины. На рис. 12.1 пока­
зана часть схемы устройства контактного АВУ для АБ.
13
14
15
115
В корпусе взрывателя 7 размещается:
• ударный механизм, который состоит из ударника 10, пружи­
ны 9 ударника и мембраны 77;
• предохранительный механизм, представляющий собой дви­
жок 7 с капсюлем-воспламенителем 8; движок установлен таким об­
разом, что капсюль-воспламенитель смещен в сторону от оси пере­
мещения ударника и удерживается в таком положении чекой 12
механизма дальнего взведения, по истечении времени дальнего взве­
дения и удалении чеки движок под действием пружины 6 становится
в боевое положение;
• под движком располагается втулка 3 с тремя вертикальными от­
верстиями для установки времени срабатывания взрывателя: одно из
них (4) пустое, которое перекрывается винтом 5, для мгновенного сра­
батывания, второе (73) содержит пороховой состав большого замедле­
ния, третье (75), перекрываемое винтом 14, — малого замедления;
• механизм дальнего взведения может быть выполнен в виде
ветрянки, которая после отделения АБ, скручиваясь с корпуса взры­
вателя, отделяется под действием скоростного напора и выдергивает
чеку 12, либо в виде часового механизма, либо в виде порохового
замедлителя с регулируемым временем дальнего взведения и т .п .;
• огневая цепь служит для передачи от ударного механизма
взрывного или огневого импульса детонатору взрывателя 7 мгновен­
но или с соответствующим замедлением (капсюль-воспламенитель 8,
один из замедлителей в отверстии 73 или 75 и детонатор 2). Форми­
руется боевая цепь из реле при подготовке ЛА к боевому вылету.
В качестве ударных механизмов электрических АВУ могут ис­
пользоваться импульсный генератор тока или пьезоэлемент
(рис. 12.2).
Импульсный генератор тока (рис. 12.2, а) состоит из индукци­
онной катушки 7, постоянного магнита 2 и ударника. Катушка под­
ключается к электровоспламенителю (ЭВ). При встрече с преградой
ударник перемещает магнит, и в катушке наводится импульс ЭДС,
который приводит к срабатыванию ЭВ. Применяется в АУР “воз­
дух — воздух” и “воздух — поверхность”.
Пьезоэлектрический генератор (рис. 12.2, б) состоит из пьезо­
элемента (ПЭ), двух электродов (Э) и ударника (ударники являются
частью корпуса АВУ и на схемах не показан). Пьезоэлементом явля­
ется пластинка из материала, обладающего пьезоэлектрическими
116
свойствами (кварц, турмалин и др.). Электроды плотно прижимаются
к противоположным граням ПЭ. При встрече с преградой ударник
сжимает ПЭ, в результате чего на гранях ПЭ возникают электриче­
ские заряды противоположного знака. Разность потенциалов между
электродами вызывает искровой разряд (срабатывание) в подклю­
ченном к ним искровом электродетонаторе электродвигателя ЭД.
Рис. 12.2
§ 12.3. Дистанционные авиационные взрывные
устройства
Дистанционными называются АВУ, срабатывающие на опреде­
ленном участке траектории АСП в воздухе через установленное вре­
мя замедления.
Дистанционные АВУ применяются в АБ основного назначе­
ния — разовых бомбовых кассетах, разовых бомбовых связках, в АБ
вспомогательного назначения— САБ, ФотАБ, ИАБ, в НАР специ­
ального назначения, в сбрасываемых самолетных контейнерах с суб­
боеприпасами. На рис. 12.3 представлена функциональная схема
дистанционного взрывателя. ПУ — пусковое устройство, которое
приводит в действие механизм дальнего взведения (МДВ).
МД В включает дистанционный механизм. Время работы дис­
танционного механизма устанавливается с помощью установочного
механизма.
117
Рис. 12.3
В зависимости от принципа действия дистанционные механиз­
мы подразделяются на механические, электрические и пиротехниче­
ские. В механических АВУ отсчет замедления производится часо­
вым механизмом, в электрических — электрической схемой, в
пиротехнических— пиротехническим составом, сгорающим за оп­
ределенное время.
Механические дистанционные АВУ широко используются в АБ.
Механизм установки времени срабатывания принципиально не
отличается от аналогичного механизма механического будильника.
§ 12.4. Неконтактные авиационные взрывные устройства
Неконтактные АВУ срабатывают на определенной дистанции от
цели под воздействием энергии, излучаемой целью или отраженной
от нее или других преград (грунта, воды и др.).
Специфическим элементом неконтактных АВУ, реагирующих
на отраженную энергию, является приемопередающее устройство,
которое производит облучение цели и прием отраженной энергии.
По величине отраженной энергии определяется момент срабатыва­
ния — высота над преградой или дальность до цели.
Если для работы неконтактных АВУ используется энергия, из­
лучаемая целью, АВУ имеет только приемное устройство.
В зависимости от вида энергии, используемой для определения
момента срабатывания, неконтактные АВУ подразделяются на элек­
тростатические, магнитные, акустические (для авиационных торпед),
радиолокационные, оптические (для АБ, НАР, АУР).
Из радиолокационных взрывателей в АБ применяются автодинные доплеровские, которые отличаются простотой устройства и
малыми габаритными размерами (рис. 12.4).
118
Рис. 12.4
Генератор высокой частоты (ГВЧ) генерирует синусоидальные
электрические колебания с постоянными амплитудой и частотой. Эти
колебания через антенну А излучаются в окружающее пространство. В
таких АВУ применяются кольцевые антенны, которые обладают диа­
граммой направленности, проходящей через продольную ось АСП и
имеющей два лепестка, близких по очертанию к окружности (рис. 12.5).
Радиоволны отражаются от преграды и, пройдя обратный путь,
наводят в антенне высокочастотную ЭДС — отраженный сигнал.
Отраженные колебания отличаются от излучаемых амплитудой и
частотой. Из-за рассеивания радиоволн они обладают значительно
меньшей амплитудой, величина которой зависит от высоты.
Частота отраженных колебаний превышает частоту излучаемых
на величину F, пропорциональную скорости падения АСП (АБ или
НАР). Величина F, на которую изменяется частота, называется час­
тотой Доплера:
2Ѵ
F —~ ~ sin Ѳ,
(12.1)
А
где Ѵс и Ѳ — скорость и угол встречи АСП с преградой соответст­
венно;
X — длина излучаемых радиоволн.
Частота Доплера во много раз меньше частоты излучаемых ко­
лебаний. Она лежит в диапазоне звуковых частот.
119
Например, если Ѵс= 600 м/с, Ѳ = 30° и X = 1 м, то в соответствии
с формулой (12.1) F = 600 Гц, в то время как длине волны передатчи­
ка 1 м соответствует частота примерно 300 МГц.
В ГВЧ (см. рис. 12.4) отраженный сигнал преобразуется в рабо­
чий сигнал, амплитуда которого по мере сближения с целью возрас­
тает. В усилителе низких частот (УНЧ) рабочий сигнал усиливается
и поступает на вход порогового устройства (ПУ). На заданном уда­
лении от цели рабочий сигнал достигает значения, при котором сра­
батывает ПУ, замыкает цепь разрядного конденсатора С через элек­
тровоспламенитель (ЭВ) предохранительно-исполнительного меха­
низма, что приводит к срабатыванию АВУ.
Основными элементами оптического неконтактного взрывателя
для АБ являются передатчик лучистой энергии, приемник отражен­
ного от преграды сигнала, УНЧ и исполнительная схема взрывате­
ля — ИМ (рис. 12.6).
Рис. 12.6
Передатчик состоит из объектива 1, источника лучистой энер­
гии 2 и модулирующего диска 3. Основная доля энергии, излучаемой
120
источником лучистой энергии, приходится на диапазон видимых и
инфракрасных лучей.
Модулирующий диск представляет собой четырехлопастную
звездочку, которая приводится во вращение ветрянкой АВУ. Частота
импульсов излучения зависит от скорости вращения ветрянки и по­
зволяет отделить отраженный от передатчика поток от постоянных
излучений (отражений излучения) других источников.
Основными элементами приемника являются объектив 4, фото­
резистор і?ф и преобразующая электросхема. Фоторезистор устанав­
ливается в фокальной плоскости объектива 4, одинакового с объек­
тивом передатчика. Ширина поля зрения приемника близка к ширине
пучка, в котором сфокусирован лучистый поток объективом пере­
датчика. Преобразующая схема состоит из источника постоянного
тока Е, фоторезистора і?ф, нагрузочного резистора R, который через
разделительный конденсатор С связан с входом в УНЧ, а УНЧ — с
исполнительным механизмом.
Когда фоторезистор не подвергается воздействию отраженного
луча, в схеме приемника течет постоянный ток, создающий на рези­
сторе R постоянное падение напряжения, которое конденсатор не
пропускает на вход УНЧ. При сближении с целью часть освещенной
площади (на рис. 12.6 она отмечена двойной штриховкой) будет на­
ходиться в поле зрения приемника. Отраженный лучистый поток фо­
кусируется объективом на фоточувствительной поверхности фоторе­
зистора. Под воздействием изменяющегося потока происходит
изменение сопротивления фоторезистора, что приводит к периодиче­
скому изменению тока и падению напряжения на нагрузке R.
Переменная составляющая этого напряжения передается через
разделительный конденсатор С на вход УНЧ и служит для исполни­
тельного механизма рабочим сигналом. С уменьшением высоты Я
относительная величина лучистого потока, попадающего с освещен­
ной площади на приемник, увеличивается, достигая на высоте Я 0
единицы, и далее уменьшается.
В соответствии с этим изменяется и амплитуда рабочего сигнал,
которая сначала растет с уменьшением высоты, достигает максимально­
го значения на высоте Я0, а затем падает. Пороговое устройство ИМ
настраивается на срабатывание от преград, обладающих наименьшим
коэффициентом отражения лучистого потока на высоте Я 0.
При увеличении коэффициента отражения взрыватель будет
срабатывать на высотах больше Я 0. Оптический взрыватель, как и
121
радиовзрыватель, устанавливается на осколочных бомбах и срабаты­
вает на определенном расстоянии (до 15 м) от поверхности земли,
что существенно повышает эффективность поражения наземных це­
лей. Недостатком оптических взрывателей являются ограничения,
вызываемые погодными условиями и другими факторами (дождь,
туман и т. д.), ухудшающими прохождение и отражение светового
луча. Достоинством данного типа взрывателей является высокая сте­
пень защищенности от воздействия внешних помех.
Г л а в а 13. О с о б е н н о с т и д в и ж е н и я р а к е т ы п о с л е
отделения от сам олета
§ 13.1. Понятие о системе управления абсолютным
движением ракеты. Контур стабилизации
Абсолютное движение любого твердого тела, включая ракету,
определяется несколькими параметрами:
• его инерционно-массовыми характеристиками: массой и мо­
ментами инерции;
• силами и моментами от этих сил, действующими на движу­
щееся тело.
В случае движения ракеты этими силами и моментами являются
тяга двигателя, определяемая его характеристиками (удельным им­
пульсом, массовым расходом и направлением вектора тяги относи­
тельно продольной оси ракеты), а также аэродинамические силы и
моменты, обусловленные конфигурацией ракеты.
Для простоты понимания принципов управления движением ра­
кеты будем рассматривать обширный класс ракет, лишенных газоди­
намических органов управления, т. е. не имеющих возможности
управлять направлением вектора тяги двигателя. В этом случае абсо­
лютное движение ракеты определяется при прочих равных условиях
только изменением ее конфигурации при движении аэродинамиче­
ских органов управления рулей.
Это положение иллюстрирует приведенная на рис. 13.1 струк­
турная схема взаимосвязи рулевого привода (РП) и корпуса авиаци­
онной управляемой ракеты (АУР).
122
sy
О
РП
А У Р
___ мш _
Рис. 13.1
Для пояснения работы этой схемы введем обозначения:
5 — совокупность рулей, т. е. движение всех рулей;
Y — совокупность всех движений ракеты, т. е. движение раке­
ты по трем осям системы координат и поворот вокруг каждой из этих
осей.
При подаче на РП управляющей команды 8У на поворот рулей
привод отрабатывает эту команду, поворачивая рули на углы 8.
Отклонения рулей приводят к возникновению на них аэродина­
мических сил, моменты которых относительно центра масс ракеты
поворачивают корпус ракеты в общем случае вокруг всех трех осей.
Вследствие вращения корпуса ракеты изменяются его углы атаки,
что вызывает изменение действующих на ракету аэродинамических
сил и моментов. Последнее приводит к изменению координат Y аб­
солютного движения ракеты.
Следует отметить, что отклонение рулей приводит к изменению
числа Маха М и скоростного напора q вследствие изменения углов ата­
ки ракеты, изменения ее силы лобового сопротивления и высоты поле­
та. Поскольку действующие на рули аэродинамические силы зависят от
углов атаки ракеты, числа М и скоростного напора, то произойдет изме­
нение величин шарнирного момента (МШ) каждого руля, обусловлен­
ного несовпадением центра давления возникающей на руле аэродина­
мической силы с осью руля. Изменение величин МШ на рулях вызовет
изменение 8.
Влияние изменения параметров абсолютного движения ракеты на
отклонения рулей 8 показано на схеме в виде обратной связи по МШ.
Непосредственно управляющую команду на отклонение рулей
формирует автопилот ракеты. На рис. 13.2 приведена структурная
схема системы управления абсолютным движением ракеты, вклю­
чающая автопилот (АП) и рассмотренную выше структурную схему
взаимосвязи рулевого привода и корпуса ракеты.
123
Рис. 13.2
Эта схема носит название “контур стабилизации” (КС). Ее
функциональное назначение — отработка с заданным качеством
управляющего сигнала 7 У на абсолютное движение ракеты или па­
рирование движения i корпуса ракеты, вызванного действием на
корпус ракеты какого-либо возмущения — силы или момента.
Рассмотрим работу контура стабилизации на простейшем при­
мере. Пусть контуру стабилизации необходимо отработать измене­
ние угла тангажа ракеты на величину Д Э . Эта отработка может быть
вызвана или поступлением на вход автопилота управляющей коман­
ды Yy = ДЭУ, или в результате поворота корпуса ракеты на угол ДЭ
под действием возмущающего момента, вследствие чего контур стаЛ Q
билизации должен отработать команду Y = - Д О , вернув корпус ра­
кеты в прежнее положение и обеспечив тем самым его стабилизацию
по углу тангажа.
Если структура автопилота такова, что он за счет обратной связи
получает с установленного на корпусе ракеты датчика информацию
об угловом положении корпуса и формирует управляющий сигнал
типа
6У= £ ( Д 9 У- Д 9 ) ,
где к — постоянный коэффициент;
ДЭ — текущее приращение угла тангажа корпуса ракеты,
то в момент поворота корпуса ракеты на угол ДЭУ величина 5У= 0.
Однако движение корпуса АУР будет продолжаться за счет
приобретенной в процессе отработки угла АЭ скорости тангажа 9
124
корпуса ракеты. Как только ДО становится больше Д0У, автопилот
начинает формировать управляющий сигнал
5У=-к(А&у -AQ-).
Таким образом, процесс отработки угла ДО контуром стабили­
зации, включающим автопилот рассматриваемой структуры, пред­
ставляет собой колебательный переходный процесс, затухающий (изза его демпфирования только корпусом ракеты в потоке) в течение
достаточно продолжительного времени.
Пример такого переходного процесса показан на рис. 13.3 (кри­
вая 1).
Более качественный переходный процесс по ДО обеспечивает
контур стабилизации, в котором структура входящего в него автопи­
лота использует в качестве обратной связи наряду с измеренным зна­
чением текущего угла тангажа ДО и измененное значение скорости
тангажа & корпуса ракеты.
В этом случае автопилот реализует управляющий сигнал типа
5У= ^ ( Д » У- Д Б ) - ^ Э ,
где
кх, к2 — постоянные коэффициенты.
Такая реализация управляющего сигнала обеспечивает отклонение
рулей ракеты в противоположную от направления ракеты отработки угла
ДО- сторону и торможение тем самым движения ракеты по тантажу еще
до поворота корпуса ракеты на угол Д0У.
Пример переходного процесса угла ДО с использованием демп­
фирования скоростью тангажа О показан на рис. 13.3 (кривая 2).
125
Следует отметить, что контур стабилизации может обеспечивать
стабилизацию корпуса ракеты по углу, угловой скорости и перегруз­
ке, т. е. по тем параметрам движения корпуса ракеты, которые могут
быть измерены установленными на нем датчиками.
§ 13.2. Понятие о системе управления движением
ракеты относительно цели.
Контур наведения
Главная задача, которую решает система наведения ракеты на
цель, — обеспечение минимального промаха.
Поскольку промах есть расстояние от ракеты до цели, система
наведения должна формировать траекторию ракеты относительно
цели, т. е. управлять относительным движением ракеты.
На рис. 13.4. приведена упрощенная структурная схема системы
управления относительным движением ракеты.
Эта схема носит название “Контур наведения” (КН). Ее функ­
циональное назначение — отработка с заданным качеством управ­
ляющего сигнала, обеспечивающего движение ракеты относительно
цели по заданному закону наведения.
Г'
~ |
J
Рис. 13.4
Работает контур стабилизации следующим образом.
Пусть установленная на корпусе ракеты головка самонаведения
(ГСН) получает информацию о совокупности всех движений цели
7ЦСЛИ. Поскольку ГСН принадлежит корпусу ракеты, то полученная
126
информация представляет собой измеренное с помощью ГСН движе­
ние 70ТН ракеты относительно цели.
С ГСН информация об относительном движении ракеты посту­
пает на систему ее управления (СУ). Назначение этой системы —
формирование и подача управляющих команд на вход автопилота в
соответствии с заданным законом наведения Y3, обеспечивающим
движение ракеты в направлении цели.
В зависимости от структуры контура наведения система управ­
ления относительным движением может формировать, например,
закон наведения ракеты в упреждающую точку, который требует
меньших располагаемых перегрузок ракеты и, как следствие, мень­
шей ее массы по сравнению с массой ракеты более простой СУ, фор­
мирующей закон наведения по кривой погони.
§ 13.3. Основные требования к начальному участку
траектории движения ракеты
Начальным участком траектории движения ракеты называется
участок траектории с момента отделения ракеты от самолета до уда­
ления на расстояние, на котором становится невозможным взаимное
влияние самолета и ракеты.
Время движения ракеты класса “воздух — воздух” на начальном
участке составляет от 0,5 с для ракеты малой дальности до 1,5 с для
ракеты большой дальности.
Начальными условиями для движения ракеты на начальном уча­
стке являются ее линейные и угловые скорости в момент отделения
от авиационной пусковой установки (АПУ) или от авиационной ка­
тапультной установки (АКУ), а также линейные и угловые переме­
щения ракеты к этому моменту.
Из-за больших скоростей современных самолетов и плотной
компоновки на них ракет последние сразу же после отделения от са­
молета получают значительные возмущающие ускорения (угловые и
линейные) вследствие больших возмущений (интерференционных
аэродинамических нагрузок), действующих в окрестностях самолета.
За время прохождения интерференционного слоя получаемые
ракетой приращения скоростей и перемещений, которые представ­
ляют собой интегралы от возмущающих ускорений, могут сформи­
127
ровать траектории движения ракеты, опасные как с точки зрения со­
ударения ракеты с самолетом или воздействия газовой струи двига­
теля ракеты на работу двигательной установки самолета, так и воз­
можности стабилизации ракеты на начальном участке по углу или
угловой скорости.
Последнее положение объясняется тем обстоятельством, что,
например, в том случае, когда логика наведения ракеты требует за­
хвата цели сразу же после отделения ракеты от самолета, этот захват
возможен только при перемещении ракеты на ограниченные углы
относительно ее транспортного положения. Контур стабилизации
ракеты может обеспечить удовлетворение этого условия до опреде­
ленных граничных значений угловых параметров движения корпуса
ракеты (угла и угловой скорости).
Следует отметить, что при рассмотрении возможности стабили­
зации ракеты на начальном участке определяющими могут быть как
угловые параметры движения корпуса ракеты, приобретаемые за
счет действия на него возмущений, так и углы и угловые скорости
корпуса, которые он приобретает в момент отделения от АКУ.
На основании вышесказанного к начальному участку движения
ракеты предъявляются следующие требования:
• начальный участок должен находиться на таком расстоянии
от самолета, которое исключает соударение ракеты с самолетом и
влияние газовой струи ее двигателя на двигательную установку са­
молета;
• при движении ракеты на начальном участке значения угло­
вых параметров движения корпуса ракеты не должны превышать
предельных, исключающих возможность стабилизации ракеты.
§ 13.4. Реализация требований,
предъявляемых к участку траектории движения
Для реализации первого требования к начальному участку дви­
жения ракеты, приведенного в предыдущем параграфе, необходимо
рассмотреть траекторию движения ракеты относительно самолета.
В дальнейшем будем называть эту траекторию относительной.
Для нахождения технических решений, направленных на реали­
зацию относительной траектории ракеты, необходимо учитывать
128
следующую логику работы системы управления ракеты на началь­
ном участке:
1. При движении ракеты по направляющим АПУ или АКУ на
вход рулевого привода управляющий сигнал не поступает, а начина­
ет поступать сразу после отделения от АПУ или АКУ.
Объясняется это тем, что при движении на АПУ, например, по­
перечные возмущения ракеты вместе с АПУ, обусловленные попе­
речными перегрузками или вращением самолета, будут вызывать
отклонения, парирующие эти возмущения рулей в случае поступле­
ния на РП управляющих сигналов, т. е. работы контура стабилиза­
ции. В этом случае в момент отделения ракеты от АПУ рули могут
принимать нерасчетное положение, что затруднит реализацию тре­
буемой относительной траектории.
В случае работы КС при движении ракеты на АКУ рули будут
отклоняться, парируя поперечные возмущения, а также линейную
перегрузку, угловую скорость и угол корпуса ракеты, создаваемые
АКУ для обеспечения требуемых начальных условий. Так же, как и в
случае движения ракеты на АПУ, в момент отделения ракеты от
АКУ рули могут принять нерасчетное положение.
2. На протяжении всего начального участка движения ракеты
работает только ее контур стабилизации. Объясняется это тем, что
включение контура наведения ракеты в непосредственной близости
от самолета может привести к тому, что в случае нахождения само­
лета между целью и ракетой последняя в процессе наведения на цель
может пересечь траекторию самолета, поразив его.
Как уже упоминалось выше, контур наведения включается через
0,5-1,5 с после отделения ракеты от самолета. За это время ракета
удаляется на безопасное от самолета расстояние, равное 30-50 м.
Рассмотрим несколько случаев реализации относительных тра­
екторий ракеты на начальном участке движения ракеты.
Рассмотрим относительные траектории стартующей с АПУ ра­
кеты, приведенные на рис. 13.5.
Траектории построены в связанной с самолетом системе коор­
динат с началом, совпадающим с центром масс ракеты в транспорт­
ном положении. Изображенная на рисунке траектория 1 опасна как с
точки зрения воздействия газовой струи двигателя ракеты на двига­
тельную установку самолета, так и соударения ракеты с самолетом.
129
Однако при подаче на автопилот ракеты после ее отделения
управляющего сигнала на создание рулями ракеты кратковременных
постоянных перегрузок -п
и +п_ можно реализовать безопасную
относительную траекторию (кривая 2).
При старте ракеты с заранее отклоненными на пикирование ру­
лями реализуется также безопасная траектория (кривая 3).
Таким образом, при старте с АПУ рассмотренной ракеты для
реализации безопасных относительных траекторий можно рекомен­
довать технические решения, используемые для обеспечения траек­
торий 2 и 3.
Рассмотрим относительные траектории ракеты, находящейся на
полуутопленной в нише самолета подвеске и катапультируемой с
помощью АКУ.
Как видно из рис. 13.6, ракета установлена под самолетом с по­
ложительным установочным углом (углом между осью ракеты в
транспортном положении и строительной горизонталью самолета).
В этом случае в транспортном положении угол атаки ракеты будет
состоять из суммы угла атаки самолета осн и установочного угла
'
а АУР ~ а н + а уст •
Полагаем, что АКУ в момент отделения ракеты только частично
(на 2/3) уменьшает этот угол атаки, однако сообщает корпусу ракеты
скорость тангажа со. на пикирование и вертикальную скорость Ѵѵ
направленную вниз.
130
При малой начальной скорости пикирования со. и при положи­
тельном угле атаки а АУР реализуется относительная траектория 1,
опасная с точки зрения воздействия газовой струи двигателя ракеты
на двигательную установку самолета.
При подаче на автопилот ракеты после ее отделения управляю­
щего сигнала на создание рулями ракеты кратковременной перегруз­
ки —п можно реализовать безопасную относительную траекторию
(кривая 2).
Однако при большем уровне управляющего сигнала на режимах
полета самолета, на которых АКУ сообщает корпусу ракеты боль­
шую скорость пикирования со__, контур стабилизации не в состоянии
парировать возросшую за счет создания перегрузки —и
скорость
пикирования корпуса ракеты. Как видно из рис. 13.6, ракета достига­
ет в этом случае критических углов атаки и теряет устойчивость
(траектория 2).
Представляет интерес рассмотрение реализации относительных
траекторий ракеты при ее аварийном катапультировании, когда ее
система управления не работает.
При аварийном катапультировании ракеты, рули которой нахо­
дятся в нулевом положении (плоскости рулей параллельны оси раке­
ты), реализуется опасная относительная траектория (кривая 4), обу­
словливающая соударение ракеты и самолета.
При аварийном катапультировании ракеты, рули которой откло­
нены на пикирование, реализуется безопасная относительная траек­
131
тория (кривая 5). Таким образом, при катапультировании рассмот­
ренной ракеты для обеспечения безопасных относительных траекто­
рий можно использовать следующие технические решения:
• в транспортном положении рули ракеты должны быть откло­
нены на пикирование для обеспечения безопасного аварийного ката­
пультирования ракеты;
• перед тактическим катапультированием ракеты ее рули
должны быть развернуты в нулевое положение. Для обеспечения
безопасного тактического катапультирования ракеты необходимо
после ее отделения от АКУ подать на автопилот управляющий сиг­
нал на создание рулями ракеты кратковременной перегрузки ~пѵ.
Из всего сказанного в настоящем параграфе следует вывод о
том, что разработчику АПУ и АКУ необходимо понимать взаимо­
связь между параметрами отделения ракеты от АПУ и АКУ и воз­
можностями контура стабилизации ракеты. Для этого он должен
владеть методикой исследования движения ракеты на начальном
участке. Описанию этой методики (математической модели движе­
ния ракеты относительно самолета) посвящен следующий параграф.
§ 13.5. М атематическая модель движения ракеты
относительно самолета
13.5.1. Системы координат и основные определения
Рассмотрим движущуюся осесимметричную ракету в связанной
с ней системе координат 0XYZ (рис. 13.7). Начало координат совме­
щается с центром масс ракеты, ось ОХ — с ее продольной осью, а
плоскость ОX Y — с одной из плоскостей симметрии.
Векторный параллелепипед дает разложение вектора V скоро­
сти центра масс ракеты по осям связанной системы координат при
его произвольном направлении:
Ѵ = Ѵх + Ѵѵ+ Ѵ:.
Введем еще векторы:
V
ГХу =Ѵ
' X+ Ѵу 9■
132
(13.1)
Ѵа =Ѵх + Ѵг;
представляющие собой проекции вектора V на плоскости XOY, X0Z,
Y0Z соответственно.
V
VX
V"X
гг;
sm p,
. о
sm p 2
К-тк
V.
tgV = 7TК
ѴУ
__К
У_.
__ ?
V
_ Ѵ: '
tg a =
Направления вектора скорости в связанной системе координат
можно характеризовать любой парой углов:
а , , а 2;
а ,Р ;
а ,,Р 2.
Углы а и (р характеризуют направление вектора скорости.
Угол а — угол атаки в пространстве и носит название полного
угла атаки. Угол ф определяет положение плоскости полного угла ата­
ки относительно плоскости Ж) Y, т. е. в связанной системе координат.
Углы а , и а 2 носят название канальных углов атаки. Реализуя
эти углы с помощью рулей 1, 3 и 2, 4 (рис. 13.8), можно обеспечить
полный угол атаки а .
133
Для реализации угла а на ракете рули 1 и 3, оси вращения кото­
рых параллельны оси ОZ, поворачиваются на равные между собой углы
5, и 53 (5, = 5 , = 5,) а рули 2 я 4, оси вращения которых параллельны
оси ОZ, — на равные между собой углы 8, и S4 (5, = 84 = 8П).
В результате отклонения рулей 1 и 3 корпус ракеты поворачива­
ется в плоскости X0Y вокруг оси ОZ, приобретая угол атаки а , , а в
результате отклонения рулей 2 и 4 корпус ракеты поворачивается в
плоскости X0Z вокруг оси OY, приобретая угол атаки а , .
За счет появления углов а, и а 2 возникают аэродинамические
силы, создающие перегрузки пу и л. по осям 0 7 и 0Z соответствен­
но. Поэтому рули 1 и 3 называют рулями канала управления по оси
07, или первого канала управления, а рули 2 и 4 — рулями канала
управления по оси 0Z, или второго канала управления.
Перегрузку л ѵ называют перегрузкой первого канала управле­
ния и обозначают л , , а перегрузку и. — перегрузкой второго канала
управления и обозначают л п.
Равные между собой отклонения 8, и 53 рулей первого канала
управления для создания перегрузки л, обозначают 8,. Равные ме­
134
жду собой отклонения 52 и 54 рулей второго канала управления для
создания перегрузки пп обозначают 8 П.
Если на ракете необходимо создать перегрузки и ,, пп и момент
крена Мх, то рули отклоняют на некоторые углы:
8, = 8 , + 8 Х;
52 = 5іі + 8*;
53 = 8 | - §*;
5 4 =
8 ІІ ~
5 *>
где 8Х — отклонение каждого из рулей для создания момента Мх.
При таких отклонениях рулей справедливы соотношения
8, + 8 3
1
2
_ 82 + 84
’
п
2
8 , - 8 3 + 82 - 8 4
’
1
2
Следует отметить, что при реализации управления ракеты ее ав­
топилот подает на рулевой привод каждого руля управляющий сиг­
нал, состоящий из 8[ (или 8П в зависимости от канала управления
руля) и Ъх.
Углы а , и Р2 называются обычно углами атаки и скольжения.
Это наиболее распространенные в классической аэродинамике коор­
динаты вектора скорости самолета.
Углы а , и (32 являются эйлеровыми углами, т. е. координатами
поворота одной системы координат относительно другой. Так, если
ввести поточную систему координат X n0Yn (см. рис. 13.8), начало
которой совпадает со связанной системой координат, ось 0ХП — с
направлением вектора V, а ось 0Yn — с плоскостью X0Y, то преоб­
разования связанной системы координат в поточную производится с
помощью поворота первой сначала вокруг оси ОZ на угол а , , a затем
вокруг оси 0ГП на угол р2.
Аналогично вектору линейной скорости центра масс V могут
быть рассмотрены проекции со*, Юу, со, вектора 65 абсолютной угло­
вой скорости ракеты на оси связанной системы координат.
135
Для описания абсолютного движения ракеты рассмотрим еще
две опорные “земные” системы координат: неподвижную AXRYRZa
(рис. 13.9) и подвижную ОX 0Y0Z 0 , начало которой совпадают с нача­
лом связанной системы координат, а оси остаются параллельными
соответствующим осям неподвижной системы координат.
Абсолютное движение ракеты описывается поведением шести
функций времени: X a(t),Yn(t),Za(t) — координат центра масс в сис­
теме А Х ^ д{і),2д и \|/(0, &(0> у(0 — тройки эйлеровых углов (угол
курса v|/, угол тангажа $ и угол крена у), определяющих положение
связанной системы координат ОXYZ в системе ОX QY0Z0.
Переход из подвижной системы координат ОX 0Y0Z0 в связанную
систему координат ОXYZ осуществляется последовательными пово­
ротами первой сначала вокруг оси 70 со скоростью у на угол у , за­
тем вокруг промежуточной оси со скоростью Э на угол & и, наконец,
вокруг оси X со скоростью у на угол у.
136
13.5.2. Построение полной системы уравнений
абсолютного движения ракеты и ее описание
Составим замкнутую систему уравнений, которая позволила бы
найти параметры абсолютного движения ракеты как твердого тела,
если заданы как функции времени все управления, т. е. физические
величины (например, угол отклонения руля), вызывающие измене­
ние внешних сил.
Полагаем, что ракета имеет только аэродинамические органы
управления, положение которых в каждый момент времени опреде­
ляет мгновенную конфигурацию ракеты.
Полагаем также, что тяга двигателя направлена по продольной
оси ракеты, а управление ее величиной осуществляется изменением
секундного расхода топлива в двигателе ракеты.
Составляется такая система уравнений в следующем порядке:
1. Поскольку внешние аэродинамические силы и моменты опре­
деляются в связанной системе координат, записываем в этой системе
координат уравнения движения ракеты как твердого тела.
2. Дополняем их уравнениями, связывающими кинематические
параметры в связанной, земной и неподвижной системах координат.
В частности, потребуется представление полной производной векто­
ра скорости как суммы локальной и вращательной.
3. Выражаем внешние аэродинамические силы и моменты через
параметры, характеризующие режим полета (высота, скорость), ис­
пользуя безразмерные аэродинамические коэффициенты сил и мо­
ментов.
4. Выбираем математическую модель безразмерных аэродина­
мических коэффициентов как функций кинематических параметров
движения. В эту модель в качестве известных функций времени вхо­
дят углы отклонения органов управления.
5. Записываем уравнения, определяющие изменение массы ра­
кеты и тяги ее двигателя. В последнее уравнение в качестве извест­
ной функции времени входит величина, характеризующая положение
регулятора расхода.
Запишем полную систему дифференциальных уравнений абсо­
лютного движения ракеты в соответствии с приведенным выше по­
рядком.
137
Уравнения группы I:
(13.3)
mg
4) J xA + ( j B-J„)<Qy<Q:=Mx;
5) J yy®y+ 0 7» - ■/«)
= My ;
6) У=<Ь. + ( J 1}, -J„)<ox<oy = M s.
Уравнения группы I представляют собой уравнения динамики
твердого тела, записанные в связанной системе координат. Здесь
обозначено: пх, пу, п. , — проекции вектора полного ускорения цен­
тра масс, отнесенные к g (перегрузка); Р — тяга двигателя; т — мас­
са; J xx, J , ./„ , — моменты инерции относительно осей системы
ОXYZ, которые практически не отличаются от главных осей инерции
ракеты; RX,RV,R .,M X,M V,M . — проекции соответственно главного
вектора и главного момента аэродинамических сил.
В шести уравнениях группы I 17 неизвестных: пх, п , п:, М х,
Му, М ., Р, Rx, Ry, R:, т, J xx, J yy, J zz
Уравнения группы II:
7) К = пхё ~ S sin S' + Vy(0z - K(0y;
8) Vy - nyg - g cos& cosу + V.(£)x - Vxa>.;
(13.4)
9) Ѵ_ = n.g - g cos d sin у + Vxcoy -V y(ox.
. Уравнения группы II представляют собой проекции локальной
производной вектора скорости центра масс ракеты. В формулах пер­
вое слагаемое учитывает перегрузку от аэродинамических сил, вто­
рое — вес ракеты, третье и четвертое — кориолисово ускорение.
В трех уравнениях группы II пять неизвестных:
138
Уравнения группы III:
10) \j/ cos & =
cd;, co sy -co .
siny;
11) $ = 0^ sinyH-co. cosy;
(13.5)
12) у -(й х -xj/sinQ'.
Уравнения группы III — кинематические уравнения Эйлера, ус­
танавливающие связь между проекциями вектора абсолютной угло­
вой скорости ракеты на оси подвижной системы координат и на оси
связанной системы координат.
В трех уравнениях группы III одно неизвестное — \\і.
Уравнения группы IV:
13) Х д =
cos\|/cos& + Fv.( sin \|/sin у - c o s y sin $ cosy) +
+ V. (cos у sin $ sin у + sin у cos \|/);
14) Уд = l^sinO + V cos 0 cos у -V_ cos $ sin y;
(13.6)
15) Zg = - F x sin\|/cos& + Fy(sinv)/sinScosy-i-cos\)/siny)-i+ V. (cos у cos у - sin \|/ sin $ sin у).
Уравнения группы IV устанавливают связь между проекциями
вектора абсолютной скорости ракеты в земной и связанной системах
координат.
В трех уравнениях группы IV три неизвестных: Х Д,УД,2 Д.
Уравнения группы V:
16) Rx =cxM 2q,(H)S;
17) Ry =cyM 2q,(H)S;
18) R. =c.M2qt(H)S;
(13.7)
19) Mx = -m*% (H)Sl2cox + mxU 2qx(H)Sl'
20) M y = -m^:ql(H)Sb2d)y + {ту - Z,c_) m 2qx(H)Sb\
21) M : = -m f% (H )S b 2со, +(ms - L c y)M 2q,(H)Sb.
Уравнения группы V выражают аэродинамические силы и момен­
ты через безразмерные коэффициенты сх, су, с., тх, тѵ, т_, тхх,
туу, nil'- и величины, характеризующие параметры компоновки.
139
Здесь обозначено:
Я — высота полета;
М — число Маха;
S, I, b — соответственно площадь поверхности, размах и средняя
аэродинамическая хорда крыла, к которым отнесены силы и момен­
ты для получения безразмерных коэффициентов;
L — относительное изменение центровки по мере сгорания то­
плива.
Известна формула для скоростного напора:
4=
per
рѴ2
2
Введением функций qx(Я ) =
М3
qx(Я ) =
, значения которых
приводятся в таблицах международной стандартной атмосферы (р —
плотность, а — скорость звука на данной высоте в выражениях 1621 (13.7), зависимости от высоты и числа М разделены в виде от­
дельных сомножителей.
Это обстоятельство при вычислениях на ЭВМ приводит к более
удобной форме уравнений, чем при использовании выражения скорѴ2
ростного напора q(V,H) = ~— , являющегося функцией двух пере­
менных, если учесть, что все безразмерные коэффициенты являются
функциями числа М.
В формулах 19-21 для моментов (13.7) первое слагаемое пред­
ставляет собой демпфирующую в потоке часть момента, причем ко­
эффициенты тхх,т‘р , лV' считаются зависящими только от числа М.
Второе слагаемое представляет собой статическую часть момента.
В шести уравнениях группы V восемь неизвестных: сх, су, с.,
тх, ту, mz, М, L.
Уравнения группы VI:
22) сх =сДа,ср,51,52,6з,54,М );
23) су = с у (а ,ф ,5 р 52,53,5 4,М );
24) с. = с .(а ,с р ,5 ],52,5 3,84,М );
140
(13.8)
25) mx = m JC(a,(p,51,5 2,5 3,6 4,M );
26) ту = ^ ( а , ф , б 1,52,6 3,5 4,М );
27) т. =т. ( а ,ф ,8 1,5 2,5 3,54,М ).
Уравнения группы VI представляют собой математическую мо­
дель безразмерных коэффициентов аэродинамических сил и момен­
тов. Приведенная здесь общая запись показывает, что компоненты
силы или момента рассматриваются как функции обеих составляю­
щих угла атаки а и ф и углов отклонения всех органов управления.
В уравнениях группы VI два неизвестных: а , ф .
Уравнения группы VII:
osn
- j L-1____ !_•
К
29) віпф =
ѵ.
V.
СОЭф^
•ІК
(13.9)
+ѵ 2
Уравнения группы VII представляют угол атаки согласно (13.2),
при этом для однозначного определения утла ф необходимы одно­
временно БІпф и cos ф , поскольку в пространственном движении
этот угол может изменяться в любых пределах.
В двух уравнениях группы VII нет новых неизвестных.
Уравнения группы VIII:
30)
ѵ = ^ ѵ 2 + ѵ 2 + ѵ 2-
31) М = —
(13. 10)
а(Н)
32) Н = ¥д.
Уравнения группы VIII определяют собственно полную абсо­
лютную скорость центра масс ракеты и число Маха, при этом значе­
ние скорости звука а(Н ) берется из таблиц международной стан­
дартной атмосферы.
Уравнение 32 (13.10) выражает тот факт, что изменение высоты
полета совпадает с приращением абсолютной координаты YR центра
141
масс ракеты в неподвижной системе координат и позволяет ввести
высоту точки старта в качестве начального условия.
В трех уравнениях группы VIII два неизвестных: V, Н.
Уравнения группы IX:
ЪЪ)т = - О Л н , У ^ Л 8
34 ) P = j ( H , V , v J)Gs (H, V, vfl).
(13.11)
Уравнения группы IX определяют закон изменения массы раке­
ты и тяги двигателя.
Здесь введены обозначения:
Gs — секундный массовый расход;
J — удельный импульс двигателя;
Цд, ц j — конструктивные параметры устройств (золотника, за­
слонки и т . п.), регулирующих величины Gs и J .
Для использования настоящей методики расчета для ракет с двига­
телями различных типов, в том числе с прямоточными ступенями, не­
обходимо считать удельный импульс зависящим от высоты и скорости
полета, поскольку существует возможность управлять тягой с помощью
изменения массового секундного расхода или геометрии воздушного
тракта двигателя. С этой целью в уравнения 33, 34 (26.11) введены кон­
структивные параметры соответственно рд и цу, играющие роль коор­
динат органов управления.
В двух уравнениях группы IX нет новых неизвестных.
Уравнения группы X:
35)І= І(т );
36) Jxx= JJm );
(13.12)
37)
38
Уравнения группы X определяют закон изменения моментов инер­
ции и относительного смещения центра масс в предположении, что
геометрия массы однозначно меняется с изменением самой массы.
В четырех уравнениях группы X нет новых неизвестных.
142
Построенная таким образом система уравнений (13.3)—(13.12)
содержит 38 уравнений относительно 38 неизвестных, являющихся
функциями времени.
Известными функциями времени (управлениями) в этой системе
являются 5,,...,54, а также р д и щ , характеризующие соответствен­
но углы отклонения аэродинамических органов управления и поло­
жение органов регулирования двигателя.
Заданными в системе (13.3)—(13.12) являются параметры, харак­
теризующие геометрию компоновки ракеты, известными считаются
функции qx{H),qx(H),a(H) атакж е т / (М), т “'(М ),щ “-' (М).
Как система дифференциальных уравнений система (13.3)—
(13.12) имеет порядок 13, так как включает 13 дифференциальных
уравнений первого порядка (4-15, 33), допускающих независимое
задание начальных условий, и 25 конечных соотношений между не­
известными функциями.
Полученная система является полной в том смысле, что позво­
ляет определить в каждый момент времени значения всех параметров
ракеты при известных управлениях.
Неуправляемый полет ракеты является частным случаем для
системы (13.3)—(13.12): в этом случае все уравнения будут равны по­
стоянным величинам.
Для управляемого полета ракеты система (13.3)—(13.12) должна
быть дополнена уравнениями управления в соответствии со струк­
турной схемой контура наведения (см. рис. 13.4) или контура стаби­
лизации (см. рис. 13.2) в зависимости от решаемой задачи.
13.5.3.
Система уравнений
абсолютного движения самолета
Математическая модель движения ракеты относительно самоле­
та необходима для исследования движения ракеты только на началь­
ном участке ее относительной траектории.
Поэтому при составлении системы уравнений абсолютного
движения самолета можно сделать допущения о том, что за малое
время начального участка (0,5-1,5 с) величина абсолютной скорости
самолета Ѵп , а также его перегрузки пт и п,п (углы атаки а н,
скольжения (Зи и крена ун) останутся неизменными.
143
В этом случае система уравнений абсолютного движения будет
иметь следующий вид:
1)
= К cos Ѳнcos (pH;
2)
Ym = Ѵцsin Ѳн;
3)
Zm = - F Hc o s 0 HsincpH;
4)
Ѳн = ^ - ( « ^ c o s y H+ «IHsinyH- c o s 0 H);
5)
Ф» = 7 " g
{ - П у в sinYh+ и -H cosyH);
V„cos Ѳ н
7
’
6)
(13.13)
= ®H+ PHsinYH+ a HcosyH;
7) V h =(Ph + Ph c0SYh _ a „ sin yHУравнения 1-3 (13.13) устанавливают связь между абсолютной
скоростью и ее проекциями на оси “земной” системы координат
(рис. 13.10). Здесь Ѳ„ и срн — поточные полярные углы самолета,
определяющие угол наклона вектора скорости к горизонту и угол
рыскания вектора скорости.
Уравнения 4-5 (13.13) устанавливают связь между действую­
щими на объект перегрузками и скоростью изменения этих углов.
144
Формулы 6-7 (13.13) определяют угол тангажа
и рыскания
ѵ|/н самолета по известным угловым координатам вектора в “зем­
ной” и связянной системах координат.
Решением системы (13.13) являются проекции перемещения
центра масс самолета на земные оси координат: X a,Ya,Za а также
угловое перемещение по тангажу $ н и рысканию \\іи оси самолета
относительно его подвижной системы координат.
13.5.4. Вычисление относительной траектории
движения ракеты
Абсолютное движение ракеты может быть представлено в виде
суммы ее переносного движения, которым может быть абсолютное
движение связанной с самолетом системы координат, и ее относи­
тельного движения, т. е. движения ракеты в связанной с самолетом
системе координат.
Разность уравнений абсолютного движения ракеты и абсолют­
ного движения самолета представляет искомое уравнение движения
ракеты относительно самолета:
т„„
гт, > [ У .
= Х , - Х т+(УД - У „ ) Э .
-Гш
-z „ )v „
- ( X , - X m)»H]cosy.+
+
(Х
.-Z„;
+ [z „ - z »
-{X ,-
z m = -[У , - y„
X
) 9 „]sm y H+
+ [ z . - Z „ + ( A T . - X , ) 4,.] c o s T„ - Z |i;
9 m = - ( » „ -9 )c o s y „ + ( v „ - w ) s i n y , ;
V™ = - ( 8 . - 9 ) s i n y H- (V , -wj cos y, .
В приведенных формулах (13.14) вычисления линейных коор­
динат перемещения центра масс ракеты относительно самолета в
связанной с ним системе координат присутствуют величины
X n,Yn,Zn. Обычно это координаты центра масс ракеты в ее транс­
портном положении или на момент отделения от АПУ или АКУ, из­
145
меренные в связанной с самолетом системе координат с началом в
его центре масс.
Введение этих координат в формулы (13.14) позволило рассчи­
тывать движение ракеты в связанной с самолетом системе коорди­
нат, начало которой совпадает с центром масс ракеты в ее транс­
портном положении или в момент ее отделения, что несколько
упрощает анализ начального участка.
13.5.5. Блок-схема математической модели движения ракеты
относительно самолета
Блок-схема математической модели движения ракеты относи­
тельно самолета на начальном участке ее траектории представлена на
рис. 13.11.
Она состоит из нескольких элементов:
• блок-схемы математической модели контура стабилизации,
включающего в себя блоки моделирования абсолютного движения
ракеты (АУР), автопилота (АП) и рулевого привода (РП) ракеты;
• составного блока, определяющего условия движения ракеты
в окрестностях самолета.
Составной блок связан каналами обмена информацией с блоком
моделирования абсолютного движения ракеты. Составной блок вы­
дает в блок моделирования абсолютного движения ракеты начальные
условия и информационные коэффициенты аэродинамических сил и
моментов, а принимает вычисляемые блоком моделирования коор­
динаты абсолютного перемещения центра масс ракеты.
Составной блок включает в себя блок моделирования абсолют­
ного движения самолета, блок вычисления начальных условий абсо­
лютного движения ракеты, блок вычисления перемещения ракеты
относительно самолета и блок вычисления интерференционных ко­
эффициентов аэродинамических сил и моментов.
Каждый из перечисленных блоков представляет собой матема­
тическую модель объекта исследования и поэтому включает:
• уравнения, описывающие исследуемый объект;
• значения начальных условий;
• значения постоянных параметров, используемых в уравнениях;
• значения в каждый момент времени переменных параметров
объекта, используемых в уравнениях и получаемых в результате мо­
делирования других объектов.
146
4^
Рис. 13.11
Рассмотрим взаимодействие блоков, входящих в составной
блок.
Блок моделирования абсолютного движения самолета реализует
решения уравнений движения (13.13). Результаты решения поступа­
ют на вход блока вычисления начальных условий в виде следующих
параметров: абсолютных перемещений центра масс самолета и их
скоростей, угловых перемещений связанной с центром масс носителя
системы координат относительно подвижной системы координат и
их скоростей, а также в виде вектора абсолютной скорости самолета:
углов атаки, скольжения и величины абсолютной скорости самолета.
На вход блока вычисления перемещения ракеты относительно
самолета (блок вычисления относительных траекторий) результаты
поступают в виде параметров, используемых в уравнениях (13.14).
Блок вычисления начальных условий абсолютного движения
ракеты реализует вычисление параметров абсолютного движения
ракеты в момент ее отделения от самолета.
Ракета в момент отделения от самолета при ее движении на АПУ
или на АКУ приобретает в связанной с центром масс самолета системе
координат параметры движения в виде перемещений центра масс раке­
ты и скоростей их изменения, а также угловых координат связанной с
ракетой системы координат и скоростей их изменения. Эти параметры
могут быть или включены в рассматриваемый блок в качестве постоян­
ных параметров, или вычислены при включении в этот блок математи­
ческой модели движения ракеты на АПУ или на АКУ.
Вычисляются начальные условия абсолютного движения ракеты
сложением параметров абсолютного движения самолета с парамет­
рами относительного движения ракеты.
На вход блока моделирования абсолютного движения ракеты на­
чальные условия ее движения поступают в виде, соответствующем
дифференциальным уравнениям 4—15 системы уравнений (13.3)—(13.6).
Помимо начальных условий абсолютного движения ракеты для
решения системы уравнений (13.3)—(13.12), необходимо в соответст­
вии с дифференциальным уравнением 33 (13.11) знание начального
условия по массе ракеты. Значение массы ракеты в момент ее отде­
ления от самолета может быть или включено в блок вычисления на­
чальных условий или вычислено при помощи математической моде­
ли движения ракеты на АПУ или АКУ.
Блок относительных траекторий ракеты реализует решение
уравнений (13.14). На вход этого блока поступают, помимо линей­
148
ных и угловых координат абсолютного движения самолета, линей­
ные и угловые координаты абсолютного движения ракеты, исполь­
зуемые в уравнениях (13.14).
Результаты решения этих уравнений используются для анализа
относительного движения ракеты на начальном участке, а также по­
ступают на вход блока вычисления интерференционных коэффици­
ентов аэродинамических сил и моментов в виде относительных пе­
ремещений центра масс ракеты.
При движении ракеты в интерференционном слое самолета без­
размерные коэффициенты аэродинамических сил и моментов изме­
няются на величину интерференционных коэффициентов с",с",с",
т",гПу,т" по сравнению с коэффициентами сх,с ,с.,тх,т ,тг изо­
лированной ракеты.
Коэффициенты с",с",с“,т",т"у,т“, строго говоря, зависят от тех
же параметров, что и соответствующие коэффициенты изолированной
ракеты, т. е. ракеты, не испытывающей воздействия интерференционно­
го слоя самолета. Однако получить аналитическое выражение для опре­
деления интерференционных коэффициентов в большинстве случаев не
представляется возможным.
Интерференционные коэффициенты определяются эксперимен­
тально на основании положения о том, что они зависят только от
числа М аха и координат центра масс ракеты в связанной с самолетом
системе координат.
Блок вычисления интерференционных коэффициентов аэроди­
намических сил и моментов реализует их вычисление на основании
интерполяций взятых из включенных в этот блок таблиц интерфе­
ренционных коэффициентов для дискретных значений относитель­
ных координат центра масс ракеты.
Вычисленные интерференционные коэффициенты поступают на
вход блока моделирования абсолютного движения ракеты для их
суммирования с коэффициентами аэродинамических сил и моментов
изолированной ракеты, вычисленными по формулам 22-27 системы
уравнений (13.8).
= с, ( а , <p,5j ,...,54,М ) + с" (М ,Х ота, 70ТН, Z 0TH);
S i = су ( а , ф, 6 , 54, М ) + с* (М,
149
, Z0TH);
c.-i = с .(а ,ф ,5 ,,...,5 4,М ) + с”( м ,X 0TH,Y0TH,Z0TH);
mx i = mA a > v A ’- - ^ > M) + m"(M,Xan,Yam,Z0Ttl);
туz = ту ( а , (р, 5,,..., 54, М ) + т* ( М , Х отн, 70ІН, Z0TI,);
= т, (а,(р,5,,...,54,М ) + т* (M ,X OTH,yoTH,Z 0TH).
Вычисленные коэффициенты сХІ, суЕ,с.Т,тхЪ, myY,mzi: исполь­
зуются в формулах 16-21 системы уравнений (13.7) вместо сх,с ,с.,
тх, ту , тг.
Рассмотрим теперь взаимодействие блоков, входящих в блоксхему (см. рис. 13.2) контура стабилизации ракеты (см. рис. 13.11).
Блок моделирования абсолютного движения ракеты реализует
решения уравнений (13.3)—(13.12) при известных в каждый момент
времени отклонениях 8 ,,5 2,53,5 4 рулей.
Результаты решения поступают на вход блока вычисления отно­
сительных траекторий ракеты в виде координат абсолютного пере­
мещения ее центра масс и углов рыскания и тангажа продольной оси.
На вход блока моделирования автопилота АП поступают дан­
ные в виде угла крена у, проекций оо^со^со. вектора абсолютной уг­
ловой скорости ракеты вокруг ее центра масс на оси связанной с ней
системы координат, ускорений оЬ^ю^со. этих проекций, проекций
пу , п. перегрузки ракеты на оси 0 7 и 0Z связанной с ней системы ко­
ординат и числа Маха.
Таким образом, математическая модель автопилота получает те
же параметры движения ракеты (угол, скорости, ускорения и пере­
грузки) , которые получает по обратной связи между корпусом раке­
ты и автопилотом реальный автопилот от датчиков параметров дви­
жения ракеты, измерительные оси которых ориентированы вдоль
осей связанной с ракетой системы координат.
На вход блока моделирования рулевого привода РП поступают
данные в виде числа Маха, канальных углов атаки а , , а , и скорост­
ного напора q для вычисления действующего на рули шарнирного
момента МШ.
Блок моделирования автопилота описывает реализацию управ­
ляющих сигналов, которые поступают на блок моделирования руле­
150
вого привода. Эти управляющие сигналы необходимы для создания в
ракете канальных перегрузок и, и па, соответствующих постоянным
управляющим сигналам п\ и п\х.
Кроме того, блок моделирования автопилота реализует передачу
таких управляющих сигналов в блок моделирования рулевого приво­
да, которые необходимы для стабилизации корпуса ракеты по одно­
му или нескольким параметрам движения, информацию о величинах
которых получает автопилот (например, по углу крена).
Параметры движения корпуса ракеты, поступающие на блок
моделирования автопилота из блока моделирования абсолютного
движения ракеты, определяются структурой автопилота.
На вход блока моделирования рулевого привода управляющие
сигналы поступают в виде составляющих 5( и 5;', сигнала для созда­
ния требуемых канальных перегрузок и составляющей Щ, обеспечи­
вающих момент Мх для стабилизации ракеты по крену.
Блок моделирования рулевого привода описывает преобразова­
ние управляющих сигналов, поступающих с автопилота, в отклоне­
ния рулей:
s i ~ s i + 8*;
52 = 5П+ 8Х;
8з = 5і - 5,;
84 = 8ІІ~8 Ѵ
Математическая модель, рулевого привода учитывает дейст­
вующее на каждый руль возмущение — шарнирный момент. Исполь­
зуемые при его вычислении параметры М, а ,, а 2 и q подаются на
вход блока из блока моделирования абсолютного движения ракеты
через обратную связь между этими блоками.
Результаты решений входящих в блок моделирования рулевого
привода уравнений поступают на вход блока моделирования абсо­
лютного движения ракеты в виде отклонения рулей 8,, 82, 83, 84.
Раздел У. АВИАЦИОННОЕ
АРТИЛЛЕРИЙСКОЕ ОРУЖИЕ
Глава 14. Назначение, основные характеристики
авиационного артиллерийского оружия
Авиационное артиллерийское оружие (ААО) устанавливается на
ЛА и предназначается для
уничтожения воздушных и малораз­
мерных наземных целей.
ААО должно отвечать следующим требованиям:
• оружие, устанавливаемое на ЛА, должно быть автоматиче­
ским и обладать высоким темпом стрельбы;
• управление оружием, т. е. наведение его на цель, ведение
стрельбы и производство перезарядки, должно быть дистанционным;
• оружие должно быть надежным и иметь небольшие вес и га­
баритные размеры.
Основными характеристиками ААО являются:
• калибр — расстояние между противоположными полями на­
резов внутри канала ствола, мм;
• темп стрельбы— количество выстрелов в одну минуту,
в/мин;
» масса оружия, кг;
• масса снаряда, г;
• начальная скорость снаряда (пули), м/с;
• максимальная сила отдачи, кг;
• живучесть — допустимое число выстрелов, которое может
быть произведено при установленных правилах эксплуатации;
• наиболее допустимая длина очереди— максимальное число
выстрелов по нагреву ствола при непрерывной стрельбе.
152
В табл. 14.1 и 14.2 приведены данные соответственно отечест­
венных и зарубежных образцов оружия.
Таблица 14.1
П ри­
нят на
воо­
руж е­
н ие,
год
К а­
либр,
мм
М асса
п у ли ,
снаря­
да, г
Н ачаль­
н ая с к о ­
рость,
м /с
Т ем п
стрель­
бы ,
в /м и н
Р -23
Г Ш -23
Г Ш -6 -2 3
Г Ш -6 -3 0
Г Ш -3 0
1959
1965
1975
1973
1976
23
23
23
30
30
174
184
184
390
390
860
700
700
860
870
2А 42
1978
30
390
980
Г Ш Г -7 ,6 2
1968
7,62
Я К Б -1 2 ,7
1974
12,7
О б о зн а ч е ­
ние
9 ,6 10,4
4 8 ,2 5 5 ,4 4
М асса
оруж ия,
кг
Ч и сл о
с т во л о в
2500
3200
9000
6000
3000
300 и
600
58
50
69
136
90
1
2
6
6
2
115
1
8 0 0 -8 5 0
6000
19
4
8 1 0 -8 3 5
4800
45
4
Таблица 14.2
К ал и б р ,
мм
М асса
п у ли ,
снаря­
да, г
Н а­
чальная
ско­
рость,
м /с
Т ем п
стрель­
бы ,
в /м и н
М асса
ору­
ж ия,
кг
Ч исло
ство­
лов
А н гл и я
30
360
790
1350
87
1
Ф РГ
27
260
1025
1700
125
1
СШ А
СШ А
СШ А
7,62
20
869
1036
6000
6000
20
9,7
100
100
1036
6
6
6
Х М 188
СШ А
30
240
780
5 4 ,4
3
G A U -8 A
СШ А
30
369
1050
522
7
G E -4 3 0
СШ А
30
369
1050
6000
4002000
2100 и
4200
2400
15,9
125
120
260
4
О б о зн а ч е ­
н ие
“А д е н ”
М К -5
М а у зе р
А К -2 7
М 134
G A U -4
М 61А 1
С тр а н а и зго т о ­
в и тел ь
153
Глава 15. Основы устройства и принцип действия
авиационного артиллерийского оружия
§ 15.1. Классификация
авиационного артиллерийского оружия
Авиационные артиллерийское оружие (ААО) классифицируют
по следующим признакам:
• по числу стволов— одноствольное (АМ-23, Р-23, ГШ-301),
двуствольное (ГШ-23, ГШ-30), многоствольное (ЯКБ-12,7, ГШ-6-23,
ГШ-6-30);
• по числу патронников — обычная схема: один ствол — один
патронник (АМ-23) и барабанная схема: ствол один, а патронников
несколько, объединенных в одном узле — барабане (Р-23);
• по типу используемого двигателя — оружие с внешним дви­
гателем, оружие с внутренним газоотводным или газооткатным дви­
гателем.
§ 15.2. Основы устройства
авиационного артиллерийского оружия
15.2.1. Основные операции при стрельбе
Чтобы понять принципы устройства и работы конструкции
ААО, рассмотрим операции, происходящие в автоматике оружия и
процессы, происходящие в нем.
Во время стрельбы механизм оружия производит ряд операций,
которые повторяются от выстрела к выстрелу, независимо от класса
и типа оружия.
Основные операции при стрельбе (обозначим их через продол­
жительность t в секундах с соответствующим индексом наименова­
ния операции):
• выстрел
гв =
+h\
• отпирание канала ствола
t0;
• экстракция (извлечение) гильзы
t3;
154
• отражение гильзы (удаление ее из оружия)
• подача патрона
• снижение патрона (перемещение его
на линию ствола)
• досылание патрона в патронник
• запирание канала ствола
• разбитие капсюля
?отр;
tn;
/с„;
/д;
і3;
/уд.
Оружие, в котором все операции, связанные с подготовкой и
производством выстрела, выполняются за счет энергии пороховых
газов, образующихся при стрельбе, называется автоматическим.
Законченная последовательность операций, выполняемых меж­
ду двумя последовательными выстрелами, называется циклом ору­
жия:
к = К + К + К + tm9 + К + ?сн + К + К + ?уд •
( 15-!)
Время самого выстрела состоит из двух времен:
/ф — промежуток времени между разбитием капсюля и началом
движения снаряда по нарезам ствола (время форсирования);
te — время от начала движения снаряда до момента, когда дав­
ление в канале ствола достигнет 150 кг/см' и можно будет открыть
патронник (баллистическое время).
15.2.2. Одноствольное оружие обычной схемы
с газоотводным двигателем
В оружии с газоотводным двигателем ствол 1 (рис. 15.1) жестко
закреплен в корпусе, двигатель представляет собой газовый цилиндр
3, который соединяется со стволом газоотводным отверстием 2.
При выстреле снаряд движется по каналу ствола, запертому за­
твором 6.
Когда снаряд проходит газоотводное отверстие, пороховой газ
проходит в рабочую полость газового цилиндра и перемещает пор­
шень 4, связанный с основным звеном 5. Основное звено, получая
энергию от двигателя, сжимает возвратную пружину 7 и координи­
рует работу всех механизмов в течение цикла.
Во время стояния на “буфере” никаких действий не происходит,
затем ползун и затвор возвращаются пружиной в исходное положение.
155
В данной схеме основное звено представляет собой ползун, ко­
торый перемещает затвор и сжимает возвратную пружину, обеспечи­
вающую возврат ползуна и поршня в исходное положение.
При проектировании оружия анализ времени цикла для поиска
путей его сокращения производят с помощью циклограммы.
Циклограмма представляет собой график перемещения X, мм
основного звена (деталей) пушки по времени t (рис. 15.2).
Рис. 15.2
На рис. 15.2 представлена циклограмма механизма пушки АМ-23.
Из нее следует, что подача очередного патрона совмещена с опера­
циями экстракции и отражения стреляной гильзы, а досылание па­
трона происходит одновременно с его снижением. Темп стрельбы
пушки АМ-23 — 1300 в/мин.
Время цикла этой пушки можно записать в виде
К
+
{п +
*буф +
156
+
К
+
V
О
5 -2 )
Время работы газоотводного двигателя (4...8)-ІО”3 с, что больше
времени работы механизма пушки, поэтому ставится пружина.
Преимущества схемы:
• простота регулировки; высокий темп стрельбы;
• возможность применения нескольких двигателей;
• простой подвод пороховых газов;
• возможность применения на подвижных и неподвижных ус­
тановках.
Недостатки схемы: выделение большого количества порохо­
вых газов, что приводит к нагару и необходимости принудительной
вентиляции установки.
15.2.3. Одноствольное оружие обычной схемы с газооткатным
двигателем
В оружии с газооткатным двигателем роль основного звена вы­
полняет ствол 1 (рис. 15.3), который вместе со ствольной коробкой 2
перемещается относительно корпуса (кожуха) 3. При выстреле ствол
со ствольной коробкой и затвором 4 под действием пороховых газов
откатываются как одно целое, затем ствол отпирается, извлекается и
отражается гильза. В крайнем заднем положении затвор фиксируется
с помощью автошептала. Возвращение в исходное положение осу­
ществляется с помощью пружин 5, 6 или за счет сжатых газов. Время
работы двигателя (5...8)-10”3 с.
1
2
3
4
5
Преимущества схемы:
• малая масса, приходящаяся на единицу полезной мощности;
157
• небольшое время выхода на максимальный темп стрельбы;
• высокая надежность и простота эксплуатации.
Недостатки схемы: не рекомендуется использование на под­
вижных установках с большими поперечными перегрузками.
15.2.4. Двуствольные пушки
Двуствольные пушки с поступательным движением основных
звеньев представляют собой совмещение двух пушек в одном кожу­
хе, имеющих связанные механизмы автоматики (ГШ-23, ГШ-30).
Преимущества схемы:
• выигрыш в весе и габаритных размерах по сравнению с двумя
отдельными пушками, так как ряд механизмов и узлов являются об­
щими для обоих стволов;
• более высокий темп стрельбы за счет одинаковой скорости
движения ползунов вперед и назад под действием пороховых газов;
• наличие двух стволов, что обеспечивает более интенсивный
режим стрельбы при сохранении живучести стволов, так как тепло­
вая нагрузка распределяется между двумя стволами.
15.2.5. Многоствольное оружие с вращающимися стволами
Многоствольное оружие с вращающимися стволами представ­
ляет собой конструкцию, в которой стволы 1 (рис. 15.4) расположены
по цилиндрической поверхности, жестко связаны между собой и со
ствольной коробкой 2.
Этот блок вращается в кожухе пушки и служит ведущим звеном
всей пушки. В ствольной коробке сделаны продольные пазы, в кото­
рых двигаются затворы 3. На верхней поверхности затвора распола­
гается ролик 4, который скользит в копире 6 кожуха 5 пушки. Криво­
линейный паз копира обеспечивает однозначное соответствие между
угловым и продольным положениями каждого затвора относительно
своего ствола. В передней части копира имеется практически прямо­
линейный участок, на котором затвор, не двигаясь в продольном на­
правлении, запирает ствол, производит выстрел и отпирание канала
ствола.
158
3
Рис. 15.4
По существу, многоствольная система состоит из нескольких
пушек, каждая из которых имеет свой ствол, свой патронник, свой
затвор. Кожух, газовый привод, система питания, узлы крепления
являются общими.
Операция по подготовке выстрела из каждой пушки происходит
за один оборот:
(15.3)
Считаем при этом, что tn, tCH, torp, /уд совмещены с операциями,
перечисленными в правой части выражения (15.3). Все операции
происходят одновременно во всех стволах блока со сдвигом по фазе
на угол 2n/z, где z — число стволов.
На рис. 15.5 представлена циклограмма шестиствольной пушки,
на которой видно, что ta = ?э, так как участок а - Ъ не включает про­
дольные перемещения.
Так как за один оборот выстреливают все стволы, можно запи­
сать, что
(15.4)
или
(15.5)
159
Преимущества схемы:
• перезаряжание каждого ствола происходит при полном обо­
роте блока, что позволяет растянуть время выполнения отдельных
операций на несколько циклов (так для 6-ствольной пушки согласно
циклограмме tR= t3= 2,5 іц);
• равномерное вращение стволов обеспечивает плавную подачу
патронов и равномерную нагрузку отдельных деталей и механизмов;
• при общем высоком темпе стрельбы каждый из стволов не
очень перегружен (N\CTB= 1000...1500 в/мин);
• большое количество стволов позволяет также увеличить жи­
вучесть оружия и длину очереди;
• уменьшение массовых и габаритных характеристик по срав­
нению с автономными пушками, обусловленное наличием общих
механизмов и узлов.
Недостатки схемы:
• высокий темп стрельбы короткими очередями требует боль­
шой мощности от стартеров, что усложняет оружие;
• увеличиваются трудозатраты на техническую эксплуатацию.
15.2.6.
Одноствольное оружие
револьверного (барабанного) типа
Такое оружие имеет один ствол и несколько патронников, объе­
диненных во вращающемся барабане. Возможны две схемы данного
типа оружия: схема с досыланием патрона вперед, как в обычной
схеме, и схема с досыланием патрона назад.
160
В первой схеме форма патронника обычная (рис. 15.6), нарезная
часть начинается в барабане 1, который вращается на оси, закреп­
ленной внутри кожуха 2. При вращении барабана каждый из патрон­
ников поочередно совмещается со стволом 3. Во время выстрела ба­
рабан неподвижен. В нижнем патроннике, совмещенном со стволом,
находится подготовленный к выстрелу патрон, в правом (по направ­
лению стрельбы) — частично или полностью досланный патрон.
Верхний патронник пустой, а в левом — находится гильза от преды­
дущего выстрела.
1
Оружие перезаряжается поворотом барабана. В процессе пово­
рота происходит отпирание нижнего патронника и запирание право­
го. Запирание обеспечивается тем, что очередной патронник заходит
за перемычку кожуха.
161
Одновременно с выстрелом и поворотом барабана выбрасывает­
ся гильза из левого патронника и досылается патрон в верхний па­
тронник.
Преимущества схемы:
• наличие нескольких патронников позволяет совмещать опера­
ции отпирания и запирания, досылания и экстракции. Кроме того, до­
сылание и экстракция могут сочетаться с отпиранием и запиранием.
Такое объединение возможно потому, что операции происходят в раз­
личных патронниках, что позволяет резко повысить темп стрельбы;
• возможно применение штатных патронов с обычными гиль­
зами;
• использование второй схемы позволяет значительно сокра­
тить длину оружия, что существенно облегчает его применение на
подвижных артиллерийских установках.
Недостатки схемы:
• наличие в пушке одного ствола не позволяет увеличивать
темп стрельбы больше допустимого за счет увеличения количества
патронников;
• применение второй схемы требует производства специальных
патронов с цилиндрической гильзой, что затрудняет компоновку
трактов питания на установке.
§ 15.3. Процессы, происходящие в канале ствола
при выстреле
Процессы, происходящие в канале ствола при выстреле, изуча­
ются особой наукой, которая называется внутренней баллистикой.
Внутренняя баллистика решает две основные задачи:
1) по заданным параметрам заряжания определить характер из­
менения параметров движения снаряда в канале ствола, скорости и
давления в зависимости от времени. Эта задача решается при анализе
известных артиллерийских систем;
2) при заданных параметрах снаряда (масса, калибр и некоторых
других) определить параметры оружия и условия заряжания, которые
обеспечивают необходимые начальные условия стрельбы (линейную
Ѵ0 и угловую fio скорости снаряда). По существу это задача балли­
стического проектирования оружия.
162
Рассмотрим изменение параметров в канале ствола с нарезами
известной артиллерийской системы (рис. 15.7).
Начало вы стрела— момент срабатывания капсюля-воспламе­
нителя (точка 0). В этот момент давление в патроннике скачком дос­
тигает давления воспламенения р = (2...5) МПа и начинается воспла­
менение пороха.
Через время
давление достигает давления форсирования
/?ф = (30...40) МПа, при котором снаряд, освобождаясь от гильзы, вре­
зается в нарезы канала ствола и начинает двигаться. Вначале объем
заснарядного пространства увеличивается медленно, поэтому давле­
ние растет резко, затем по мере увеличения заснарядного объема
рост давления замедляется и по достижении максимального значения
рт= (300...400) МПа начинает падать.
В момент tKпороховой заряд сгорает полностью, однако газы еще
продолжают иметь высокую температуру (до 3000 К) и давление рк,
поэтому продолжают совершать работу по ускорению снаряда.
В момент /д снаряд выходит из канала ствола, имея скорость ѵд.
Однако после вылета снаряда газы, истекая из канала ствола, некото­
рое время продолжают оказывать воздействие на снаряд, увеличивая
его скорость.
163
На основании описания выстрела и анализа кривых давления р,
скорости V и перемещения снаряда / процесс выстрела разделяют на
периоды:
• предварительный — “О”;
• первый (или основной) — I;
• второй период адиабатического расширения газов — II;
• период последействия — III.
Начало и конец каждого периода определены четко на рис. 15.7.
На рисунке показана точка, определяющая баллистическое давление
= (15...20) МПа. При этом давлении возможно безопасное отпира­
ние канала ствола.
§ 15.4. Совместимость авиационного артиллерийского
оружия с летательным аппаратом
Действие выстрела на ЛА определяется тремя факторами:
• дульной ударной волной;
• горячими пороховыми газами, истекающими из канала ствола
вслед за снарядом и из патронника при его отпирании;
• силой отдачи, т. е. силой оружия, действующей при выстреле
через узлы его крепления на ЛА.
15.4.1. Действие дульной ударной волны
Пороховые газы, истекающие из канала ствола при выстреле, име­
ют высокое давление, температуру и скорость, превышающую скорость
звука в атмосфере. Расширение газовой струи происходит со сверхзву­
ковой скоростью. При этом возникает ударное уплотнение воздуха, ко­
торое распространяется также со сверхзвуковой скоростью, т. е. возни­
кает ударная волна. Она действует на обшивку ЛА, вызывает вибрацию
элементов конструкции. Это особенно проявляется, если дульный срез
ствола находится вблизи обшивки крыла или фюзеляжа.
Определение параметров дульной ударной волны производится
по аналогии с нахождением параметров взрыва заряда массой со в
месте среза ствола оружия, только вместо фактической массы заря­
да со, берется масса эквивалентного заряда соэ, поскольку не вся энер­
гия пороха идет на формирование ударной волны.
164
Практикой установлено, что 60% интенсивности вибрационных
нагрузок, возникающих при стрельбе, приходятся на дульную удар­
ную волну. Амплитуда этих нагрузок зависит от местной жесткости
элементов конструкций и распределения их масс, а также от места
расположения относительно дульного среза. Частота колебаний при
этом может изменяться от частоты, равной частоте стрельбы Ав/60,
до 20000 Гц.
Вибрация может привести к трещинам элементов конструкции
и оказывает отрицательное влияние на работу оборудования ЛА.
Меры противодействия:
1) размещение установки с оружием на ЛА таким образом, чтобы
дульный срез ствола выходил за обводы конструкции (А-10, Ми-24);
2) установка фальшствола — цилиндра, диаметр которого больше
калибра оружия. Фалыиствол, являясь как бы продолжением ствола,
крепится, однако к конструкции ЛА. Газы, попадая в фальшствол, рас­
ширяются, и давление их падает (рис. 15.8);
3) установка на ствол локализатора— устройства, которое не
только ослабляют ударную волну за счет расширения газов, но и отво­
дит их в сторону от конструкций ЛА (рис. 15.9);
Рис. 15.9
Рис. 15.8
15.4.2. Действие пороховых газов
Газы, истекающие из ствола, имеют высокую температуру, давле­
ние и сверхзвуковую скорость. Если дульный срез находится вблизи
элементов конструкции ЛА, то во время стрельбы они омываются поро­
ховыми газами. Конструкция нагревается, на ней оседает нагар. При
длинных очередях возможна эрозия (вымывание) металла деталей кон­
струкции, обшивки, ухудшается аэродинамика ЛА, а при попадании
пороховых газов на фонарь кабины пилота ухудшается обзор.
Второй отрицательный фактор воздействия дульных пороховых
газов заключается в возможности их попадания в воздухозаборник
165
двигательной установки. У современных авиационных пушек расход
газов при стрельбе достаточно большой (для 30 мм пуш ки— это
примерно 20 кг/с), и при их попадании в воздухозаборник возможен
помпаж или даже заглохание двигателя.
Предотвратить эти отрицательные последствия стрельбы можно:
• выбором координат крепления артиллерийской установки вне
зоны действия воздухозаборника;
• установкой локализатора, отводящего газы в безопасном на­
правлении;
• дополнительной электросхемой управления стрельбой, кото­
рая при нажатии боевой кнопки стрельбы включает либо непрерыв­
ное зажигание в камере сгорания двигателя, либо блок противопом­
пажной системы, что уменьшает подачу топлива в камеры сгорания.
Третьим отрицательным фактором действия пороховых газов
при стрельбе является их накопление внутри установки за счет рабо­
ты газового привода и газов, вытекающих из канала ствола при его
отпирании.
При концентрации пороховых газов 10-50% образуется взрыво­
опасная смесь. Ее воспламенение может произойти от самих горячих
пороховых газов. При этом может произойти срыв экранов и обтекате­
лей, деформация и разрушение элементов конструкции установки, пол­
ное или частичное инициирование оставшегося боевого комплекта.
15.4.3. Действие силы отдачи
При выстреле в канале ствола создается давление пороховых га­
зов P{t), характер изменения которого был представлен на рис. 15.7.
Импульс силы давления пороховых газов на дно канала ствола вы­
ражается следующим образом:
Л -
P(t)dt = S[;"+" p (t)d t ,
(15.6)
где S — площадь сечения ствола;
ta — время действия дульного импульса;
t„ — время последействия;
р — давление на единицу площади.
Сила давления пороховых газов у пушек калибра 23 мм состав­
ляет Р,„ = (13...17)-103 даН, а для калибра 30 мм Рт= (22...27)-103 даН.
166
Для уменьшения сил, действующих со стороны оружия на ЛА, при­
меняются амортизаторы. Амортизаторы преобразуют их по величине
и направлению и в преобразованном виде Кх^ передают на лафет и
далее на ЛА.
Силы, действующие во время стрельбы в местах крепления
оружия к лафету, называются силами отдачи. Особенно велико зна­
чение продольной составляющей силы отдачи Кх. Для пушек калиб­
ром 23-30 мм его максимальное значение находится в пределах
^отіах = (3000...8000) даН.
Боковые составляющие Кутт и Кхтт примерно на порядок
меньше и при расчете нагрузок на привод не учитываются, так как их
импульс за время выстрела равен нулю.
Частота собственных колебаний ЛА ниже частоты стрельбы в
десятки раз. Поэтому в полете ЛА не на каждый выстрел в отдельно­
сти реагирует, а воспринимает силу отдачи при очереди выстрелов
как осредненную по импульсу постоянную силу Кхср:
К хср
N (q + poo)
60
g
К,
(15.7)
где q - вес снаряда;
со - вес порохового заряда;
1300
коэффициент последействия;
Р=
V.
g — ускорение силы тяжести;
N — темп стрельбы.
Таким образом, действие силы отдачи на ЛА состоит в том, что
в течение очереди выстрелов к нему приложена постоянная сила Кхср.
Она создает момент относительно центра масс ЛА, искажает траек­
торию полета и может оказать влияние на точность и эффективность
стрельбы.
Рассмотрим артиллерийскую установку, расположенную на ис­
требителе ниже его центра массы (Миг-21 бис) (рис. 15.10).
На рис. 15.10 пушка расположена на расстоянии Y от осей 0Z и
0Х, проходящих через центр масс ЛА.
Для парирования момента импульса отдачи Jxо используют на­
дульное устройство, которое называется дульным газовым компенса­
тором (рис. 15.11).
167
Газовый компенсатор служит для уменьшения влияния стрель­
бы на динамику полета ЛА. Он представляет собой пластину, жестко
прикрепленную к конструкции ЛА перед дульным срезом под углом
45° к его оси и снабженную отверстием диаметром DK для пролета
снаряда.
При истечении пороховых газов из канала ствола на пластину дей­
ствует импульс Л ,, (см. рис. 15.10), направленный перпендикулярно ее
плоскости. Этот импульс можно разложить на две равных по величине
составляющих Л г.к. и Jy г,к.. Первая составляющая уменьшает импульс
отдачи Лоэ вторая — создает относительно оси 0Z момент, который по
знаку противоположен моменту от импульса Ло- Полная компенсация
наступит тогда, когда равнодействующий импульс Л пройдет через
центр тяжести ЛА. Для этого необходимо, чтобы
(Л о -Л ,,)^ = Л г А
(15.8)
где Х\ — прдольная координата отражающей пластины газового
компенсатора;
Jy г.к. — вертикальный импульс газового компенсатора.
Раздел VI. АВИАЦИОННЫЕ
АРТИЛЛЕРИЙСКИЕ УСТАНОВКИ
Глава 16. Классификация, структура
и основы устройства
авиационных артиллерийских установок
§ 16.1. Классификация авиационных
артиллерийских установок
Авиационные артиллерийские установки (ААУ) — совокуп­
ность систем и механизмов, расположенных на ЛА и предназначен­
ных для эффективного боевого применения и эксплуатации оружия.
ААУ классифицируют по следующим признакам:
• типу ЛА (истребитель, бомбардировщик и т. д.);
• степени подвижности оружия;
• месту расположения на ЛА;
• способу крепления на ЛА.
По степени подвижности ААУ подразделяют на неподвижные
и подвижные установки. Подвижные установки бывают:
• ограниченно подвижные — это установки с одной степенью
свободы (СППУ-22);
• подвижные установки некругового вращения (носовые, кор­
мовые, установки контейнерного типа);
• подвижные установки кругового вращения (турельные уста­
новки);
• установки кругового вращения башенного типа.
По месту расположения ААУ подразделяются на крыльевые и
фюзеляжные. Фюзеляжные ААУ, в свою очередь, бывают носовые,
турельные и кормовые.
169
По способу крепления на ЛА различают стационарные и съемные
(контейнерные) установки. Стационарные установки монтируются на
заводе, съемные — на ЛА для решения специальных боевых задач.
§ 16.2. Структурная схема
авиационных артиллерийских установок
ААУ (рис. 16.1) состоит из нескольких подсистем, состав и слож­
ность которых зависит от назначения установки, ее типа, типа ЛА, типа
и количества установленного оружия, места расположения на ЛА.
Рис. 16.1
170
Основными подсистемами являются: силовая система, система
питания оружия патронами, система управления стрельбой и переза­
рядкой. На подвижной ААУ большую роль играет система управле­
ния установкой и система вентиляции.
Комплектация каждой из подсистем узлами и механизмами,
электрооборудованием зависят от конструкторского решения, но­
менклатуры комплектующих элементов и использования совершен­
ной технологии.
§ 16.3. Неподвижные авиационные артиллерийские
установки
Неподвижные ААУ — установки, на которых оружие сохраняет
свое положение, заданное ему при монтаже и пристрелке.
На цель такое оружие наводится маневром ЛА. Неподвижные
ААУ устанавливаются на истребителях, истребителях-бомбардиров­
щиках, штурмовиках и боевых вертолетах. В 50-е гг. XX в. передние
фюзеляжные неподвижные установки стояли на бомбардировщиках
Ил-28, Т у-16.
Основными подсистемами неподвижной ААУ являются узлы
крепления оружия к лафету, система питания, система управления
стрельбой и перезарядкой. Лафет — силовая конструкция, предназна­
ченная для крепления оружия и передачи на ЛА всех сил, действую­
щих на оружие. На некоторых ЛА в качестве лафета могут быть ис­
пользованы силовые элементы кры ла— лонжероны, в фюзеляже —
шпангоуты.
На рис. 16.2 представлена схема неподвижной крыльевой уста­
новки (Су-17М4). Авиационная пушка НР-30 (3) крепится к силовым
элементам крыла с помощью двух узлов (б и 7). Передний узел 6 яв­
ляется силовым. Он воспринимает и поперечные, и продольные на­
грузки и крепится к переднему лонжерону 8 крыла. Задний узел кре­
пления воспринимает только поперечные нагрузки. Он является
регулируемым и используется для наводки оружия на мишень при
пристрелке. Система питания пушки патронной лентой содержит ло­
ток 1, который расположен по периметру фюзеляжа, и два канала: в
одном укладывается патронная лента для пушки, расположенной в
правом крыле, в другом — для пушки в левом крыле. Патронная лен­
та через подводной рукав подается к приемнику 2 пушки. Стреляные
171
гильзы удаляются вниз за обводы крыла через специальный гильзоотвод 9. Звенья после стрельбы через звеньеотвод 4 собираются в
звеньесборник 5 и удаляются оттуда через нижнюю крышку люка на
земле для повторного использования.
Рис. 16.2
Для фиксации патронной ленты при укладке и транспортировке
на всех установленных для данного типа ЛА режимах полета приме­
няются специальные фиксирующие устройства. Они не допускают
растяжки или набегания патронной ленты при перегрузках, предот­
вращают тем самым задержку при стрельбе.
Суть перезарядки оружия состоит в том, что воспроизводится
цикл работы оружия не от выстрела, а от постороннего источника
энергии.
В зависимости от типа оружия в ААУ могут применяться два
типа систем перезарядки: пневматическая и пиротехническая. Пнев­
172
матическая является сложной системой, которая состоит из обратно­
го клапана, редуктора, манометра, расширительного баллона, пнев­
моэлектроклапана, переходного клапана и цилиндра пневмопереза­
рядки. Эта система применяется на устаревших образцах оружия.
В последние годы большое распространение получила пиротех­
ническая система перезарядки. Она обладает малой массой, высокой
надежностью, простотой конструкции и эксплуатации. На рис. 16.3
представлен механизм, который рассчитан на три перезарядки. Пи­
ропатроны 1 размещены в обойме 2. Общим затвором им служит
крышка 3, в которой установлены изолированные контакты 4. К кон­
тактам при необходимости подводится плюс напряжения постоянно­
го тока.
Рис. 16.3
При закрытой крышке цепь постоянного тока замыкается че­
рез гильзу и обойму на массу пушки. При срабатывании пиропа­
трона пороховые газы поступаю т в цилиндр перезарядки и воздей­
ствуют на поршень 5. В вертикальном канале обоймы располо­
жены два клапана 6, которые, благодаря фаскам на торцах, под
давлением газа поднимаются вертикально вверх и перекрывают
доступ пороховых газов от сработавшего пиропатрона к несрабо­
тавш ему пиропатрону и к пустой гильзе. Обтюрирующая втулка 7
обеспечивает герметичность порохового канала при установки
съемной обоймы на пушку.
Система вентиляции использует скоростной поток, который
проникает в кольцевую полость между стволом и отверстием в пе­
редней кромке крыла, омывает пушку и выходит в районе корневой
части крыла.
173
§ 16.4. Подвижная артиллерийская установка
Подвижная артиллерийская установка (ПАУ) позволяет вести
огонь из установленного на ней оружия в различных направлениях
относительно своего ЛА, позволяя тем самым заменить или допол­
нить маневр ЛА маневром огня. Наиболее сложные системы имеют
установки кругового вращения. На рис. 16.4 представлена силовая
система такой установки.
Рис. 16.4
Неподвижное кольцо 1 ПАУ изготавливается из высокопрочной
стали и является наружным кольцом подшипника, который крепится
к силовым элементам ЛА. Внутреннее кольцо 5 является подвижным
основанием ПАУ и размещается в неподвижном кольце с помощью
роликов 2. На верхней внешней части кольца 5 наносится зубчатая
поверхность, которая сопряжена с выходной шестерней 6 горизон­
тального привода. В подвижном кольце сделано отверстие, в котором
с помощью цапф крепится лафет 4. На лафете размещается пушка. Ее
крепление обеспечивается передним и задним узлами 7. Лафет пере­
174
мещается в вертикальной плоскости приводом 8, который размеща­
ется на подвижном основании. Таким образом, силовая схема ПАУ
содержит узлы крепления оружия, лафет, подвижные и неподвижное
основание.
На ПАУ более сложная система питания. На ПАУ кругового
вращения патронные ящики стараются размещать на подвижных ос­
нованиях, это сокращает длину рукавов питания оружия патронной
лентой, а следовательно, массу и габаритные размеры ПАУ. Появля­
ются гибкие рукава питания, особенно на ПАУ некругового враще­
ния. На верхних турельных установках, на носовых и кормовых ус­
тановках с большим боекомплектом могут устанавливаться
двигатели подтяга патронных лент. На кормовых установках стреля­
ные гильзы и звенья посредством гильзоотводов и звеньеотводов вы­
водятся за обводы ЛА. На всех установках кругового вращения и на
некоторых носовых установках стреляные гильзы и звенья посредст­
вом гильзоотводов и звеньеотводов собираются в специальные гильзо- и звеньесборники, так как их выбросы за обводы ЛА могут при­
вести к повреждениям обшивки, органов управления, двигательных
установок.
Система управления стрельбой и перезарядкой усложняется
следующими обстоятельствами:
• необходимостью подачи электропитания на вращающиеся
подвижное основание и лафет;
• необходимостью подачи сжатого воздуха для перезарядки
оружия на подвижный лафет, если такой на нем установлен;
• установкой устройств, прекращающих стрельбу, когда ору­
жие направлено на элементы конструкции ЛА;
• системой передачи управления стрельбой и перезарядкой от
одного стрелка к другому при наличии на ЛА нескольких ПАУ.
Решаются эти проблемы установкой коллектора для подвода
электропитания, поворотных соединений для подачи сжатого воздуха,
монтажом на определенных участках коллектора микровыключателей,
разрывающих цепи стрельбы, когда возникает опасность повреждений
своего ЛА. Для этой же цели служат профильные механические огра­
ничители, которые меняют положение стволов оружия, отводя их от
опасного направления.
Системы вентиляции турельных и кормовых установок не могут
использовать воздушный скоростной напор, поэтому на них исполь­
175
зуются емкости с нейтральным газом, который при стрельбе запол­
няет внутреннюю полость установки, предотвращая таким образом
возможность опасной концентрации пороховых газов.
Система управления установкой (рис. 16.5)— наиболее ответ­
ственная из всех систем ПАУ. Чаще всего применяется метод наве­
дения по положению: стрелок поворачивает прицельную станцию
(ПС) на определенный угол, а ПАУ меняет направление на угол,
пропорциональный углу поворота ПС. Такая система включает в се­
бя измеритель рассогласования и силовой привод.
Рис. 16.5
В качестве измерителя рассогласования могут использоваться
сельсины. Ротор сельсин-датчика (СД) запитывается переменным
напряжением и механически связан с командным механизмом (ПС)
стрелка. Если оси роторов датчика и приемника расположены под
углом 90°, то в обмотке ротора сельсин-приемника (СП) ЭДС Um
равна нулю. Если теперь повернуть ротор датчика на угол Ѳ, то на­
пряжение начнет расти и при угле рассогласования 90° достигнет
максимального значения Umax. Эффективное напряжение U,„ и угол Ѳ
связаны зависимостью
и т=и шах s in e .
(16.1)
Для повышения точности работы следящего привода в ПАУ ис­
пользуются два канала измерения: грубый и точный. Первый дает
ошибку измерения до 1°, второй до 1,5-2,0°. Преобразователь преоб­
разует сигнал переменного тока в сигнал постоянного тока соответст­
вующей полярности и амплитуды, который, пройдя обработку в уси­
176
лителе, подается на управляющую обмотку электромашинного усили­
теля (ЭМУ) в виде
Uy = IyRy.
(16.2)
ЭМУ управляет направлением и скоростью вращения привода,
который через редуктор Р вращает установку в одной из плоскостей.
Механическая связь редуктора Р с ротором сельсин-приемника явля­
ется отрицательной обратной связью автоматической системы регу­
лирования следящего привода по положению.
Особенностью электросхем ПАУ, особенно кормовых и носо­
вых, является наличие специальных электроцепей походного поло­
жения оружия. Цель их создания, когда оружие не применяется, —
уменьшить его влияние на летно-технические характеристики и
обезопасить взлет и посадку ЛА с носовыми и кормовыми установ­
ками.
Походное положение турельных установок— горизонтальное
положение оружия, ориентированное по направлению полета; носо­
вых и кормовых — поднятое на максимальный угол вверх и распло­
женное по направлению полета.
§ 16.5. Контейнерные артиллерийские установки
Контейнерные артиллерийские установки (КАУ) представляют
собой систему артиллерийского вооружения, расположенного в спе­
циальном контейнере обтекаемой формы. Контейнеры подвешиваются
на держатели ракетно-бомбардировочной установки на фюзеляже или
на крыльях ЛА. Связь с бортовой электросетью осуществляется с по­
мощью штепсельного разъема.
КАУ входят в состав боевых комплектов ЛА фронтовой и па­
лубной авиации.
По степени подвижности КАУ подразделяются на неподвиж­
ные, подвижные с одной степенью свободы и с двумя степенями
свободы (табл. 16.1). Подвижные КАУ могут использоваться для по­
ражения наземных протяженных и точечных целей с малых высот, с
горизонтального полета, затрудняя применение противником средств
ПВО. Неподвижные КАУ могут применяться для поражения как воз­
душных целей, так и наземных. И те и другие в значительной степе­
177
ни могут повысить эффективность поддержки артиллерийским огнем
наземных войск.
КАУ являются автономными системами, поскольку все элемен­
ты ПАУ размещаются внутри контейнера, а стандартные узлы под­
вески обеспечивают не только надежное крепление, но и пристрелку
оружия.
Таблица 16.1
В есовы е
характеристики, кг
У гл ы
поворота, градус
Т ип
КАУ
уст
Тип
оруж ия
<7бк
Gap
^ПОЛН
в го р и з.
плоско­
сти
в вер ти к.
плоско­
сти
(0, %
У П К -23
71,5
96,5
50
218
Г Ш -2 3
0
0
0
С П П У -2 2
173,5
96,5
50
320
Г Ш -2 3
0
- 1 1 ...
-3 0
+ 0 ,2 5 ...
-4 5
293
154
73
520
Г Ш -6 -2 3
+ 4 5 ...
^15
+ 1 ,5 ...
-4 2
+ 0 ,2 5 ...
-4 5
С П П У -6
Глава 17. Нагрузки, действующие
на артиллерийскую установку
В полете на ПАУ действуют аэродинамические, весовые, инер­
ционные нагрузки и нагрузки от стрельбы. Определение суммарных
нагрузок требуется для расчетов на прочность элементов конструк­
ции, а определение моментных нагрузок, создаваемых ими по осям
вращения ПАУ, необходимо для выбора типа привода и определения
его потребной мощности.
§17.1. Аэродинамические нагрузки
Аэродинамические нагрузки на экранах ПАУ кругового враще­
ния (рис. 17.1) определяются формулами
& э= С *
178
(17.1)
р V2
Q y,=Cn ^ Y ~ S,
( 1 7 .2 )
где Qx3 и Qyэ— аэродинамические силы, действующие по осям ОУ и
ОХ;
Со и Суз — коэффициенты аэродинамического сопротивления по
тем же осям;
S — полная площадь экрана;
SM— площадь миделевого сечения экрана;
р — массовая плотность воздуха;
Ѵн — скорость набегающего потока.
Пример. Дано: Ун = 200м /с; р = 0,125 кг/м3; Схэ = 0,8; Суэ = 0,4;
S —1 м2; SM—0,5 м".
Подставив эти данные в выражения (17.1), (17.2), получим 0 ХЗ =
= Qyз = 12 500 кгм/с2.
Значение полученной нагрузки используется для выбора мате­
риала экрана, расчета на прочность подвижного основания, расчета
на прочность замков крепления экрана к подвижному основанию.
Рассмотрим действие аэродинамических сил на выступающую
за обводы экрана часть ствола в связанной с ПАУ прямоугольной
системе координат 0XYZ (рис. 17.2).
На выступающую часть ствола, который направлен по оси 0Х,
действует воздушный напор со скоростью движения ЛА (носителя),
но с обратным знаком -Ѵ„. Этот скоростной напор действует на мидельную площадь ствола F M, которая существенно меньше, чем пло­
щадь F, представляющая собой поверхность выступающей за экран
части ствола. Когда оружие поворачивается установкой на некоторые
углы, скоростной напор начинает действовать на площадь F, созда179
вая аэродинамическую нагрузку, характер которой будет меняться в
зависимости от углов поворота и величины скоростного напора.
Повернем оружие в горизонтальной плоскости на угол (3 вокруг
оси 0 7 и перенесем действие вектора скоростного напора в центр
площади F. Затем разложим скорость Ѵн на V, и Ѵ2. Первая направлена
перпендикулярно оси ОХі, вторая— вдоль нее. Второй поворот ору­
жия совершим вокруг оси 0\Z[ в вертикальной плоскости на угол а.
Повторяя перенос скорости Ѵ2 и разложив ее на две составляющие
аналогичным образом, определим их значения:
У\ = ~ К
s in Р
У2 ~ ~ К
co sP ;
( 1 7 .3 )
;
( 1 7 .4 )
Ѵ3 = Ѵ2 s in a =-Ѵи c o sP sin a .
( 1 7 .5 )
Поток со скоростью V\ создает нагрузку на ствол площадью F,
равную
Oz =
сл
= Сх2 ^ F
sin- р
,
( 1 7 .6 )
а поток со скоростью Ѵз создает нагрузку на ствол площадью F, равную
180
О =Су ^ - F = С - ^ - F s i n 2 a c o s 2 р ,
2
у 2
(17.7)
где Qk — боковая аэродинамическая нагрузка;
Оіу — вертикальная аэродинамическая нагрузка;
Схъ Су — аэродинамические коэффициенты, которые отражают
обтекание круглого изолированного стержня ограниченной дли­
ны потоками со скоростями Ѵ\ и Ѵ3, направленными перпенди­
кулярно продольной оси стержня. Для оценочных расчетов
Сх2- Су —1,2 ... 1,3.
Таким образом определяются аэродинамические нагрузки для
силовых расчетов элементов конструкции. Для выбора типа привода
и определения его потребной мощности необходимо определить мо­
менты, создаваемые этими нагрузками относительно осей вращения
установки.
Запишем значения этих моментов для выбранной нами схемы:
(17.8)
МcL. = O L = Су 2 FL~ cos21р sin2 a .
(17.9)
Графики изменения аэродинамических моментов в зависимости
от углов поворотов оружия представлены на рис. 17.3. Из графиков
видно, что при изменении углов поворота оружия моментные на­
грузки могут меняться от нулевых до максимальных величин, меняя
при этом и направление.
О
Рис. 17.3
181
Картина эта значительно усложняется, если на ПАУ устанавли­
ваются двуствольная пушка или даже две двуствольных. Величина и
характер изменений аэродинамических моментов будет зависеть от
взаимного расположения стволов и их расположения относительно
скоростного потока.
Характер изменений аэродинамических коэффициентов можно
определить при продувке в аэродинамических трубах цилиндриче­
ских стержней при различных числах М.
Для правильного учета характера обдува ПАУ необходимо учи­
тывать ее место расположения на ЛА.
§ 17.2. Весовые и инерционные нагрузки
Нагрузки, возникающие при воздействии на массу элемента
конструкции ускорения, называются весовыми.
При действии на массу линейного ускорения нагрузка может
быть определена как
(17.10)
а при криволинейном полете
=
(17.11)
где mi — масса /-го элемента;
аа — ускорение ЛА;
Ѵи — скорость ЛА;
R — радиус кривизны траектории ЛА;
Ові— весовая нагрузка /-го элемента,
«„=§•
(17.12)
Обозначим отношение действующего на ЛА ускорения к уско­
рению силы тяжести коэффициентом эксплуатационной перегрузки
ЛА — пэ, а вес /-го элемента как G, = rrijg, тогда
Q« =n,G,.
(17.13)
В расчете конкретного силового элемента установки на проч­
ность учитывается действие всех сил, воздействующего на него, а
для всей установки — всех п элементов установки:
182
Qb=
= nX Gi ■
W
(17.14)
/=1
Определение весовых нагрузок иллюстрирует рис. 17.4, на ко­
тором показано действие нагрузок важнейших механизмов ПАУ:
пушки весом G\, приложенным в центре тяжести <9ЦТ.ь горизонталь­
ного привода весом (А, лафета весом
и вертикального привода
весом G4 Положения центров тяжести в походном положении ору­
жия (без отклонений) определяются величинами углов а,-. Момент,
созданный при повороте оружия на угол а относительно оси ОZ,
можно представить в виде
^ ,= « i[^ c ° s (a -a ,)],
;=і
(17.15)
где /; — расстояние от центра тяжести /-го элемента до подвижной
оси установки ОZ;
a — угол отклонения оружия от нулевого положения;
а / — угол положения центра тяжести при a = 0.
Рис. 17.4
Инерционные нагрузки возникают из-за неравномерного враще­
ния подвижных частей установки и ее привода. Определяются эти
нагрузки через момент инерции, приведенный к оси вращения уста­
новки следующим образом:
•^nptr.Z) = ^H(y.Z) ■*"J океЯ ’
183
(17.16)
где
*^и(Y,Z) ~^{^oi(Y,Z)
+
miri(Y,Z) ) +
/=1
окЯк ’
(17.17)
іЫ
где Joi(Y, z) — момент инерции /-го подвижного элемента относитель­
но оси, параллельной оси вращения установки (У или Z) и про­
ходящей через центр массы элемента;
mi— масса /-го элемента;
П(у, z) — расстояние от центра массы элемента до соответствую­
щей оси установки;
І0к и J 0де — собственные моменты инерции к-го звена механиче­
ской передачи и ротора двигателя привода;
qk и д — передаточные числа от к-го звена и двигателя.
Моменты, создаваемые инерционными нагрузками, определя­
ются как
M „=sJnр,
(17.18)
где e — угловое ускорение подвижных частей установки вокруг од­
ной из осей их вращения;
J np— момент инерции подвижных частей установки, приведен­
ный к этой оси вращения.
Аналогично выглядит выражение для нагрузочного инерцион­
ного момента при торможении установки:
■^иторм —^тормтах-^одв^' •
(17.19)
§ 17.3. Нагрузки от стрельбы
При стрельбе из оружия на ЛА возникают динамические на­
грузки. Одной из наиболее важных составляющих является продоль­
ная составляющая силы отдачи:
К,х ср
_ N д-Рсо,
"60
(17.20)
g
где КхСр — установившееся значение продольной составляющей си­
лы отдачи в течении очереди;
N — темп стрельбы, в/мин;
q — масса снаряда, кг;
184
совв — масса порохового заряда в гильзе, кг;
Р = 1300/КоМомент, возникающий при стрельбе, будет зависеть от величи­
ны этой силы и расстояния между точкой ее приложения и центром
тяжести ЛА:
М ^ = К хер1,
(17.21)
где / — плечо действия силы отдачи.
Для определения суммарного момента нагрузки, воспринимае­
мой приводом ПАУ, необходимо учесть всю алгебраическую сумму
определенных выше составляющих:
м а = М в +М в + М к + М т + М^ .
(17.22)
На современных ПАУ нагрузочный момент на валу привода
может достигать значительной величины — до 2000-4000 Н-м. Это
вызывает необходимость использования приводов высокой мощно­
сти, что влечет рост весовых и габаритных характеристик ПАУ, а
это, конечно, недопустимо.
В связи с этим важной задачей становится снижение суммарной
нагрузки на привод с помощью компенсаторов.
Основным принципом компенсации нагрузочного момента яв­
ляется создание компенсирующего момента, направленного в сторо­
ну, обратную действующему. В этом случае привод будет восприни­
мать лишь их разность (рис. 17.5).
Рис. 17.5
185
Для компенсации используется энергия воздушного потока или
энергия различных аккумуляторов. По этому признаку компенсаторы
подразделяются на аэродинамические и аккумуляторные.
Глава 18. Силовой привод
подвижной артиллерийской установки
Силовой привод должен обеспечивать непрерывное слежение за
целью и в режиме прицеливания, и в режиме стрельбы из оружия.
Как правило, это происходит в условиях непрерывного изменения
аэродинамических, весовых и инерционных нагрузок.
Существенным требованием к приводу является способность
создавать необходимый крутящий момент на выходном валу, а также
управляться от сигнала небольшой мощности (например, от ротора
сельсин-приемника).
Рассмотрим схему электрического привода (рис. 18.1), в кото­
ром исполнительным приводом является двигатель постоянного тока
Д с независимой обмоткой возбуждения сов.
Управляющим сигналом для него будет напряжение, посту­
пающее от электромашинного усилителя (ЭМУ) на якорную обмот­
ку. ЭМУ представляет собой генератор Г с двумя каскадами усиле­
ния. Якорь генератора Г имеет две пары щеток и вращается с
постоянной скоростью мотором М постоянного тока со смешанным
возбуждением. Число витков в статорных и якорных обмотках обо­
значено буквой со с соответствующими индексами. При отсутствии
сигнала на управляющей обмотке (статорной) генератора ЭДС в яко­
ре генератора не возникает.
Сигнал постоянного тока, поступающий на управляющую об­
мотку, зависит от его величины и полярности. Этот ток формирует
магнитный поток
Фу =£*<*>/,,
(18.1)
где с\ — коэффициент пропорциональности;
Jy — ток в управляющей обмотке.
Направление и величина магнитного потока зависят только от
величины и направления тока в управляющей обмотке.
186
W1
Ц /VW -—
=u
w
Фу
Фв
Рис. 18.1
На щетках 1 и 2 возникает ЭДС
=
с »Ф у
’
(18.2)
где ся — коэффициент пропорциональности якоря, зависит от числа
пар полюсов машины, числа проводов якоря, числа пар парал­
лельных ветвей обмоток якоря.
При этом ток, проходящий между щетками 1 и 2 во много раз
больше, чем ток управления Jy «; Е і2/ЕЯг- В якоре формируется маг­
нитный поток
(18.3)
Этот поток направлен перпендикулярно потоку управления, что
обеспечено способом укладки обмотки сояг. При вращении в этом по­
токе на щетках 3 и 4 возникает ЭДС
(18.4)
Это ЭДС второго каскада ЭМУ. Если подключить выход со ще­
ток 3, 4 к нагрузке двигателя Д, создается магнитный поток Фя2, на­
правленный навстречу потоку управления Фу. Этот поток достаточно
велик (ток Уз.4 очень большой) и может полностью подавить поток
управления. Для его компенсации в пазы якоря генератора укладыва­
ется компенсационная обмотка с числом витков оок и включают па­
187
раллельно ей потенциометр R для регулирования тока компенсации.
При полной компенсации Фк = Фя2, UBbK = Езл.
Подставив в выражение (18.3) значение Е и , получим напряже­
ние, которое подается на якорную обмотку двигателя привода:
Uв ы х = K3 . 4,= c я2^ л ^ - U
к,
tj
у
.
(18.5)
Коэффициент усиления по напряжению для двух каскадов будет
равен
. С ,со.
с —
я R
с,®у
(18.6)
R
и может достигать 10 000, при этом С/вых практически не зависит от
тока нагрузки, т. е. от нагрузки на ПАУ.
Это можно проиллюстрировать следующим образом. Обозначим
момент на выходном валу привода Мв. Можно считать, что при по­
стоянной угловой скорости вращения установки момент нагрузки
МН= МВ.
Момент на валу привода можно выразить так:
К = С М^ Ф В,
где
(18.7)
д — ток якоря двигателя;
См— конструктивный коэффициент пропорциональности;
Фв — магнитный поток обмотки возбуждения привода.
ЭДС в цепи якоря привода можно выразить как
Ua =E,A =ER+J mR ^
(18.8)
Ел = СепФу,
(18.9)
где Се — конструктивный коэффициент, зависящий от числа пар
полюсов машины, числа проводов якоря, числа пар параллель­
ных ветвей якоря;
п — число оборотов двигателя.
Подставим выражение (18.9) в (18.8) и определим обороты при­
вода:
п = -^3.4
Л А д
СФ
188
(18.10)
В этом выражении при изменении нагрузки на ПАУ будет ме­
няться только ток в якорной обмотке привода, но поскольку
./„ Л я «: Еъа , можно считать, что изменение на валу привода нагруз­
ки не приведет к существенному изменению оборотов привода. Все
сказанное справедливо только при независимой обмотке возбужде­
ния привода.
Раздел VII. АВИАЦИОННЫЕ
РАКЕТНО-БОМБАРДИРОВОЧНЫЕ
УСТАНОВКИ
Глава 19. Структурная схема авиационных
ракетно-бомбардировочных установок,
ее основные системы и устройства
§ 19.1. Структурная схема авиационных
ракетно-бомбардировочных установок
Под авиационными ракетно-бомбардировочными установками
(АРБУ) понимают комплекс устройств и агрегатов, предназначенных
для выполнения следующих функций:
• загрузки АСП на ЛА, закрепления и надежного их удержания
при транспортировке;
• обеспечения необходимых условий транспортировки АСП;
• обеспечения функционирования АСП во время транспорти­
ровки и при подготовке к отделению;
• обеспечения безопасного и надежного отделения АСП от ЛА.
Структурная схема (рис. 19.1) содержит системы и устройства,
реализующие эти функции. Их количество и сложность зависят от
типа ЛА, а также номенклатуры АСП и других боевых грузов.
На рисунке обозначено:
1 — многоразовые блоки;
2 — одноразовые блоки;
3 — система объективного контроля;
4 — система предстартовой подготовки.
190
КА В
.ІА
СУВ
А РБУ
Система
Система загрузки
а
Лебедки
с~ обеспечения
Система
подвески и
отделения
транспортировки
6->-
Система
открытия
бомб, люка
6->
Система
управления
выносными
держателями.
роторными
Источники
питания
Тросовые системы
Система
фиксации
грузов
Податчики АСП
3
АКУ
С-----О -
Держатели
Блоки НАР
I
Держатели
внешней
подвески
Балочные
держатели
(крыльевые,
фюзеляжные)
_1_
Однозамковые
Пусковые
установки
для АУР
Держатели
внутренней
подвески
Мостовые
держатели
Ящичные
держатели
у- >
АКУ
Система
целеуказаний
АПУ
Кассетные
держатели
| Многозамковые
Рис. 19.1
Система загрузки включает в себя электрические или ручные
лебедки, тросы, опорные блоки, пульты управления лебедками, по­
датчики АСП. На фронтовых и стратегических бомбардировщиках
часть механизмов находится на борту ЛА, остальные входят в состав
наземного оборудования.
Податчики АСП представляют собой самоходные транспорти­
ровочные средства АСП. На них могут быть установлены как непод­
вижные ложементы, соответствующие весовым и габаритным харак­
теристикам АСП, так и подвижные ложементы с двумя или тремя
степенями свободы, значительно сокращающие трудозатраты на под­
готовку ЛА к боевому вылету.
191
Система подвески представляет собой совокупность устройств,
на которых крепятся различные типы АСП. Эти устройства снабже­
ны механизмами крепления и отделения АСП, системой связи АСП с
бортовой системой управления вооружением, системами боевого и
аварийного отделения грузов, системами управления взрывательными устройствами.
Система обеспечения условий транспортировки АСП и боевых
грузов содержит источники электропитания, пневмопитания и гид­
равлики, систему фиксации грузов, различные датчики системы объ­
ективного контроля. Она может включать также систему герметиза­
ции и систему кондиционирования.
Система предстартовой подготовки содержит несколько подсис­
тем, предназначенных для управления створками бомболюков (там,
где они есть), выдвижными держателями, роторными катапультными
установками. Она содержит также элементы системы целеуказаний и
системы управления взрывательными устройствами.
§ 19.2. Система подвески
авиационных средств поражения и боевых грузов
19.2.1. Держатели
По способу отделения АСП системы подвески подразделяются
на бомбардировочные и ракетные.
К первым относятся различные держатели, отделение от кото­
рых АБ, боевых грузов, различных пусковых устройств происходит
под действием сил тяжести и аэродинамических сил.
Вторые включают авиационные пусковые устройства, отделение
от которых ракет происходит за счет силы тяги собственного двига­
теля, а также авиационные катапультные установки, с которых раке­
ты катапультируются за пределы возмущенного слоя, и только после
удаления от носителя запускается их собственный двигатель.
Учитывая особую важность и значимость ракетного вооружения
(в том числе авиационных пусковых и катапультных установок) в
составе авиационных боевых комплексов в современных условиях,
материалы по основам устройства, функционирования и взаимодей­
ствия АПУ и АКУ с элементами АБК вынесены в отдельные разде­
лы VIII и IX.
192
Классификация держателей производится по следующим при­
знакам:
• способу размещения: внутренние и наружные— соответст­
венно для размещения грузов внутри ЛА и снаружи;
• месту размещения: наружные — балочные (крыльевые и фю­
зеляжные), внутренние — мостовые, кассетные, ящичные;
• способу крепления: стационарные и съемные;
• грузоподъемности: семь групп ( I — до 50 кг, I I — до 100 кг,
I I I — до 500 кг, I V — до 1500 кг, V — 1500-3000 кг, V I — 30006000 кг, VII — 6000-9000 кг).
Балочные держатели (БД).
Основой конструкции БД является силовая балка, которая в за­
висимости от группы грузоподъемности изготавливается из стали
или алюминиево-магниевых сплавов.
Для внутреннего размещения применяются мостовые балочные
держатели, которые предназначены для транспортировки одиночных
АБ массой до 9000 кг (рис. 19.2).
Рис. 19.2
Мостовой БД представляет собой стальную балку 1, которая
крепится к силовым элементам конструкции фюзеляжа. К балке кре­
пится замок 2, соответствующий калибру АБ (3). На замке размеща­
ются привод открытия замка, механизм “взрыв — невзрыв”. На са­
мой балке — блоки тросовой системы для подвески АБ.
Балочные держатели для наружной подвески могут быть одно-,
двух- и многопозиционные, т. е. на них могут быть размещены одна,
две или более АБ. Помимо АБ, на однопозиционные БД могут быть
подвешены контейнеры с артиллерийскими установками, ствольные,
полозковые и катапультные ракетные установки, контейнеры с аппа­
ратурой наведения ракет, с аппаратурой радиоэлектронной борьбы,
подвесные топливные баки.
193
Структурная схема однопозиционного наружного БД представ­
лена на рис. 19.3.
Корпус 1 изготавливается из алюминиево-магниевых сплавов и
покрывается дюралюминиевым листом. В местах касания боевых
грузов установлены стальные пластины. Внутри корпуса размещают­
ся узлы крепления БД к силовым элементам крыла или фюзеляжа. На
рис. 19.3 показаны болтовые четырехушковые конструкции 2. Рас­
стояние между болтами в одном узле крепления и самими узлами
определены специальными стандартами.
Кроме болтовых узлов крепления на крыльевых БД могут при­
меняться шкворневые узлы крепления (чаще всего на стационарных
БД, Миг-23). Узлы крепления рассчитываются на прочность по само­
летным расчетным случаям и обязательно должны предусматривать
элементы конструкции, обеспечивающие температурную компенса­
цию (зазоры, пазы, втулки и т. п.).
К корпусу БД крепятся замок 8, механизмы управления взрывательными устройствами для головного и донного взрывателей: меха­
низмы подачи импульса постоянного тока 5 и механизм “взрыв —
невзрыв” (МВН) 6. Первый предназначен для управления взрывате­
лем с электротехническим взведением, второй— для управления
взрывателем с механическим взведением. БД соединяется с бортовой
электросетью носителя штепсельным разъемом 3, а с внутренними
электроагрегатами — электрожгутом 4.
Для фиксации подвешенных АБ, некоторых видов АПУ и кон­
тейнеров применяются специальные ухваты, для фиксации ракетных
пусковых установок и артиллерийских контейнеров используются
передний 9 и задний 7 упоры.
Передний упор передает на БД как поперечные, так и продоль­
ные нагрузки от груза, а задний — только поперечные. Задний упор
194
используется также для регулировки пусковых устройств и артилле­
рийских контейнеров при холодной пристрелке.
Обозначаются балочные держатели буквами и цифрами. Напри­
мер: БДЗ-У — балочный держатель 3-й группы грузоподъемности,
универсальный; БД3-21 — число 21 говорит о его принадлежности
самолету Миг-21. В табл. 19.1 приведены технические данные неко­
торых балочных держателей для наружной подвески.
Таблица 19.1
Д лина х ш ири­
М асса БД,
кг
Тип ЛА
1x500
40
С у -2 4
1x500
28,5
С у-7
2560x410x263
1x1500
140
С у -2 4
5532x620x700
9 x 1 0 0 ,9 x 2 5 0 ,
210
М и г-2 3 Б ,
М и г-2 7
н а х вы сота, мм
К о л -в о х м а с с а
гр у за , к г
Б Д З -У
2115x250x336
Б Д З -5 7
1590x110x263
Б Д 4 -У
М Б Д З -У 9
Тип БД
6x500
Кассетные держатели (КД).
Кассетные держатели предназначены для подвески АБ 2-4-й ве­
совых групп внутри бомбоотсеков ЛА. На рис. 19.4 представлена
структурная схема кассетного держателя 3-й весовой группы (КД-3),
рассчитанного на подвеску пяти АБ. КД представляет собой силовую
раму с двумя продольными 1 и несколькими поперечными 5 силовы­
ми элементами.
Силовая рама усиливается дюралюминиевым листом 7. Про­
дольные и поперечные силовые элементы имеют П-образное сече­
ние. В местах возможного касания подвешиваемых грузов имеются
накладки, выполненные из нержавеющей стали. Внутри продольных
балок размещаются механизмы 8 защелок, предназначенные для кре­
пления съемных замков 3 подвески АБ, которые управляются (от­
крываются и закрываются) рукоятками 11. Для открытия самих зам­
ков применяются электромеханические приводы ПБД (привод
бомбодержателя) 2, а для выбора режима сброса— “взры в— невзрыв” — механизмы МВН (механизм “взрыв — невзрыв”) 9.
Съемный замок, ПБД и МВН образуют станцию 3 подвески. На
КД-3 таких станций пять. В электроцепь каждой станции включен
блокировочный контакт 10, предотвращающий сброс АБ, располо­
женной сверху при несброшенной нижней. Подключение электро195
схемы КД к бортовой системе управления оружием обеспечивается
штепсельным разъемом 4.
Рис. 19.4
Для подвески АБ съемный замок снимается с КД, закрепляется
на ней, а затем с помощью тросовой системы и опорных блоков с
роликами 6 лебедкой устанавливается на свое место.
Для крепления самих КД к стенкам бомбоотсека на силовых
элементах имеются два верхних и два нижних узла, конструкция ко­
торых зависит от весовой группы. Два верхних узла представляют
собой штыри, которые входят в соответствующие гнезда бомбоотсе­
ка, а нижние — две проушины, которые соединяются с ответными
узлами бомбоотсека болтами. Выпускаются КД для установки на
правую и левую стороны бомбоотсека, а для правильной установки
на КД наносится стрелка с надписью НП (направление полета).
В табл. 19.2 приведены технические характеристики некото­
рых КД.
Таблица 19.2
Тип КД
К о л -в о
гр у зо в
М акс,
за гр у зк а , к г
Д лина х ш ири­
н а х вы сота, м м
М асса,
кг
Тип
ЛА
Т у -9 5
К Д З -5 8
5
500
2115x250x336
43
К Д З -2 2 Р Д
4
500
1590x110x263
48
Т у -2 2
К Д 4 -1 0 5
2
1500
2560x410x263
80
Т у -2 2
196
19.2.2. Замки и замково-стопорные механизмы
Как правило, механизмы крепления грузов на всех типах подве­
сок имеют устройства для их отделения.
Замки балочных и кассетных держателей — это механизмы, с
которых АСП отделяется свободно или принудительно. Они имеют
устройства, открывающие несущие рычаги замков в нужное время с
помощью специальных приводов, встроенных для замков БД и
внешних для замков КД.
Приводы представляют собой механизмы, имеющие исполни­
тельный элемент, который приводит в действие кинематику замка.
Классификация замков проводится по следующим признакам:
• способу монтажа на держатель — съемные и несъемные;
• группе грузоподъемности — от первой до шестой;
• количеству несущих рычагов — 1, 2, 3.
Простейшая схема однорычажного замка представлена на
рис. 19.5. На несущий рычаг действует через подвесное ушко вес АБ —
Gab- Несущий рычаг 1 упирается в промежуточный рычаг 2. Последний
на конце имеет ролик, который упирается в площадку спускового рыча­
га 3. Спусковой рычаг соединен со штоком 5, который под действием
пружины 4 удерживает замок в закрытом положении.
Срабатывание замка, т. е. его открытие, происходит при воздей­
ствии силы привода Fnp. Источником этой силы может быть механи­
ческий, электромеханический, пиротехнический, пневмо- или гидро­
197
привод. При действии этой силы шток 5, перемещаясь, разворачивает
спусковой рычаг 3, который освобождает промежуточный рычаг 2, и
несущий рычаг 1 под действием веса АБ поворачивается по часовой
стрелке, освобождая груз.
Обозначаются замки буквами и цифрами, сочетание букв указы­
вает на способ монтажа, цифры — группу грузоподъемности.
Например: Д ерЗ-54— съемный замок третьей группы 1954 г.
разработки, ДЗ-У — несъемный замок третьей группы, универсаль­
ный. Универсальность означает возможность подвески широкой но­
менклатуры грузов и возможность монтажа замка на различные дер­
жатели этой же группы.
На АПУ балочного типа применяются замково-стопорные меха­
низмы (ЗСМ) плунжерного или рычажного типа. Рассмотрим для
примера механизм ЗСМ плунжерного типа (рис. 19.6).
Плунжер 1 под действием усилия Snp, создаваемого пружиной 2,
удерживает передний узел 4 крепления ракеты в направляющих па­
зах АПУ (3). При запуске двигателя ракеты растет тяга Р двигателя,
которая воздействует на конусообразный конец плунжера. Часть
этой тяги Ру направлена навстречу усилию пружины, когда она пре­
высит это усилие, ракета за счет составляющей тяги Рх начнет свое
движение по направляющим АПУ.
Проведенная систематизация и анализ кинематики привели к
разделению замково-стопорных механизмов по признаку надежности
работы на две группы (рис. 19.7):
• ЗСМ с одной ступенью предохранения (см. рис. 19.7, а);
• ЗСМ с двумя ступенями предохранения (см. рис. 19.7, б, в, г).
198
Л
_ - К 1 Р ч\
— =?**
— ------------
г)
Рис. 19.7
ЗСМ с одной ступенью (рис. 19.7, а) обеспечивает нормирован­
ное удержание ракеты в направлении полета и максимально допус­
тимое по условиям прочности назад. Такие ЗСМ применяются в АПУ
при небольших транспортных перегрузках и больших тягах двигате­
ля ракеты.
Разработанные и исследованные ЗСМ с двумя ступенями предо­
хранения по принципу работы второй ступени подразделяются на
ЗСМ с электромагнитным стопором, ЗСМ с инерционным стопором
и ЗСМ с газодинамическим стопором.
ЗСМ с электромагнитным стопором (см. рис. 19.7, б) включают
элементы ЗСМ с одной ступенью предохранения и дополнительно
узел транспортного стопорения в виде поворотного рычага с элек­
тромагнитным приводом. ЗСМ, выполненные по такой схеме, могут
применяться при любом соотношении между значениями тяг двига­
теля ракеты и осевой нагрузки. Недостатком рассмотренной схемы
ЗСМ является снижение надежности работы из-за применения до­
полнительных элементов (электромагнита и блокировки запуска дви­
гателя установки).
ЗСМ с инерционным стопором (см. рис. 19.7, в) представляет
собой комбинацию ЗСМ с одной ступенью предохранения и инерци­
онного стопора, состоящего из подпружиненного рычага с вынесен­
ной вверх инерционной массой. При низком уровне инерционных
перегрузок рычаг под действием пружины находится в правом край­
нем положении, поэтому первая ступень ЗСМ обеспечивает возмож­
199
ность свободного движения ракеты. При больших инерционных пе­
регрузках рычаг поворачивается в левое положение и закрывает пер­
вую ступень и, следовательно, не дает возможности ракете двигаться
вперед.
ЗСМ с газодинамическим стопором (см. рис. 19.7, г) представ­
ляет комбинацию ЗСМ с одной ступенью, закрываемой стопором,
конец которого выведен в зону действия газовой струи ракеты. При
транспортировании ракета удерживается обеими ступенями предо­
хранения. При запуске двигателя ракеты газовая струя отбрасывает
стопор и освобождает первую ступень, предоставляя возможность
для свободного схода ракеты. В этой схеме наиболее рационально
выполняются задачи удержания ракеты при транспортировании и
свободного схода при запуске двигателя ракеты.
§ 19.3. Система обеспечения транспортировки
авиационных средств поражения и грузов
Система фиксации АСП и грузов предназначена для надежного
их удержания и придания им определенного положения относитель­
но ЛА. Это особенно важно при подвеске пусковых устройств НАР,
контейнеров с артиллерийскими установками и аппаратурой наведе­
ния управляемых ракет, а также АБ при наружном размещении.
В качестве фиксаторов грузов при наружном размещении приме­
няются ухваты -устройства, которые крепятся к балочным держателям
и имеют симметрично расположенные гнезда. Каждая пара гнезд соот­
ветствует внешнему диаметру подвешиваемого груза. В гнезда ввора­
чиваются упоры, с помощью которых и фиксируется груз.
Для фиксации ракет используются различные антивибраторы,
которые могут быть элементами конструкции АПУ или АКУ. На
ствольных АПУ для этой цели используются задние обтекатели.
При внутреннем размещении особое внимание должно быть
уделено грузам, расположенным на выводных держателях, так как
при переводе их в боевое положение резко меняется характер их об­
текания.
Источники питания — это совокупность прежде всего электри­
ческих устройств, преобразующих имеющиеся на ЛА тестированные
значения напряжений и токов в номенклатуру напряжений и токов,
необходимых для нормального функционирования всех типов АСП,
200
которые могут быть использованы на данной АРБУ. Размещаться эти
источники питания могут как на самом ЛА, так и на стационарных и
съемных конструкциях АРБУ (АПУ, АКУ, БД, в контейнерах с аппа­
ратурой наведения ракет, с артиллерийскими установками и т. п.)
Кроме того, источниками питания могут быть пневмо-, гидро­
источники, источники газов, используемых для обеспечения необхо­
димых условий транспортировки АСП.
Система объективного контроля состоит из датчиков наличия,
количества и состояния АСП, положения выносных держателей, по­
ложения створок бомболюков, разовых команд экипажа, которые
поступают в общую систему регистрации КАВ.
§ 19.4. Система предстартовой подготовки
Система предстартовой подготовки предназначена для перевода
АСП из режима транспортировки в состояние, обеспечивающее их
безопасное отделение и последующее эффективное поражение целей.
Система предстартовой подготовки, в зависимости от типа ЛА,
может содержать:
• подсистемы управления створками бомболюка, выносными
держателями, АПУ, АКУ;
• цепи ввода параметров целеуказаний, параметров цели, те­
кущих параметров движения носителя для управляемых АСП;
• цепи ввода команд запуска бортовых источников питания и
контроля выхода их на штатный режим работы;
• цепи ввода команд на снятие определенных ступеней предо­
хранения предохранительно-исполнительных механизмов взрывательных устройств боевых зарядов.
§ 19.5. Совместимость авиационной ракетно­
бомбардировочной установки с летательным аппаратом
Установка АРБУ приводит к изменению ЛТХ и управляемости ЛА.
Причинами изменения ЛТХ и центровки ЛА являются: изменение
аэродинамических характеристик системы ЛА + АРБУ + АСП, измене­
ние относительного веса топлива и новое распределение нагрузок от
систем АРБУ в зависимости от варианта боевого снаряжения.
201
Исследовать вопрос совместимости АРБУ с ЛА — значит опре­
делить степень влияния АРБУ на летно-технические характеристики
ЛА, на его управляемость на всех режимах полета и боевого приме­
нения, а также влияние условий отделения АСП на эффективность
поражения целей.
Целесообразно начать заниматься этим на этапе эскизного про­
ектирования ЛА при выборе комплекса авиационного вооружения.
Глава 20. Размещение авиационной ракетно­
бомбардировочной установки на летательном
аппарате, оценка ее влияния на летно-технические
характеристики летательного аппарата
§ 20.1. Размещение элементов авиационной ракетно­
бомбардировочной установки на летательном аппарате
Размещение элементов АРБУ, как и других систем КАВ, проис­
ходит по четырем возможным схемам: внутреннее, наружное, кон­
формное и смешанное размещение.
При внутреннем размещении элементы КАВ не выступают за
обводы ЛА и располагаются внутри фюзеляжа или крыла. Как пра­
вило, это прицельные системы, блоки СУВ, СУО, стационарные ар­
тиллерийские установки.
Преимущества такой схемы:
• отсутствует влияние на аэродинамические характеристики ЛА;
• компактная компоновка и близость к центру тяжести ЛА су­
щественно уменьшают нагрузки (массовые, вибрационные, момент­
ные) на элементы АРБУ;
• отсутствует кинетический нагрев АСП;
• комфортные условия транспортировки АСП и других грузов.
К недостаткам следует отнести ограничения в режимах боевого
применения и недостаточную эксплуатационную технологичность
(большие трудозатраты при подготовке к боевому вылету).
Наружное размещение предусматривает монтаж системы под­
вески АСП, самих АСП и боевых грузов снаружи ЛА на крыльях и
фюзеляже.
202
"
Преимущества наружного размещения:
• широкий выбор режимов боевого применения;
• высокая эксплуатационная технологичность;
• возрастание ЛТХ ЛА после сброса АСП.
Недостатки:
• влияние на ЛТХ ЛА;
• кинетический нагрев АСП при полете на больших скоростях
на малых и средних высотах;
• подверженность АСП воздействию атмосферных осадков;
• большие нагрузки на крыльевых точках подвесок, и, следова­
тельно, увеличение требований к прочности и жесткости элементов
АРБУ.
При конформном размещении (полуутопленном) часть подве­
шенных на ЛА АСП находятся в специальном отсеке, а другая часть
подвергается воздействию скоростного напора.
Смешанное размещение подразумевает различные сочетания из
трех приведенных выше.
§ 20.2. Влияние наружных подвесок на лобовое
сопротивление летательного аппарата
При подвеске на наружные держатели, АПУ, АКУ авиационных
бомб и ракет меняется лобовое сопротивление системы ЛА + КАВ.
Эти изменения зависят от компоновки элементов АРБУ, типа АСП,
соотношения геометрических размеров элементов конструкции ЛА и
АРБУ. При этом суммарное сопротивление системы подвески воз­
растает на 50-100% по сравнению с лобовым сопротивлением изоли­
рованных АСП или других грузов.
При подвеске на крыло лобовое сопротивления системы кры­
ло + держатель + АСП будет зависеть от толщины b крыла, высоты h
держателя, диаметра АБ, их взаимного расположения (рис. 20.1, а) и
соотношения указанных размеров. Приведенный на рис. 20.1, б гра­
фик зависимости коэффициента продольного аэродинамического
момента АБ от угла атаки самолета при подвеске на крыле не только
демонстрирует эту зависимость, но и показывает сложности, возни­
кающие при отделении АБ. График 1 принадлежит изолированной
АБ. Только для нее справедливо соотношение т: = 0 при а с = 0. Гра203
фик 2 соответствует системе, у которой относительное расстояние
— h
АБ от крыла h - — = 1, а график 3 — системе с соотношением
d
-
h
h - — = 0 . Эти графики построены с учетом интерференции потока и
d
свидетельствуют о том, что практически при любом пространствен­
ном положении ЛА при отделении АБ на нее будет действовать мо­
мент М2* 0.
Рис. 20.1
Интерференционное сопротивление может достигать большой
величины, если на крыле подвешиваются АБ на близком расстоянии
друг от друга. Это происходит потому, что вследствие конусности
корпусов (или хвостовых оперений АБ) система крыло + БД + АБ
находится в ускоряющемся потоке. Увеличивая поперечный интер­
вал между АБ и размещая их уступами друг за другом в продольном
направлении, можно уменьшить лобовое сопротивление. На графи­
ке 1 (рис. 20.2, а) показано изменение коэффициента лобового сопро­
тивления для АБ, расположенных на расстоянии 0,5 d, а на графи­
ке 2 — для тех же АБ, расстояние между которыми 2d.
На графике 3 (рис. 20.2, б) изображено изменение коэффициента
лобового сопротивления для АБ, расположенных на расстоянии 0,5 d,
с продольным смещением на расстояние 2d, а на графике 4 — АБ с
204
таким же продольным смещением, но поперечное расстояние увели­
чено до 2d.
Рис. 20.2
Существенное уменьшение лобового сопротивления дает под­
веска АБ по схеме тандем (рис. 20.3).
На графике 1 (см. рис. 20.3) приведен коэффициент лобового
сопротивления для АБ, расположенной впереди, на графике 2 — для
АБ, расположенной за ней. Приведенные на рис. 20.2 и рис. 20.3 гра­
фики получены для АБ типа Мк 13/15, у которых Сх0 = 0,20 при
М = 0,7.
Предварительно оценить приращение лобового сопротивления
самолета АСхбг при размещении АСП на внешней подвеске без учета
205
интерференции и сопротивления держателей можно с помощью вы­
ражения
Г
у
Л / '" т
Д С ,б г
ДгО б г
=
бг
/r \ ( \
« ---------- -------------- ,
-i \
( 2 0 .1 )
где С^обг — коэффициент лобового сопротивления боевого груза;
5бг — площадь миделя боевого груза;
SK— площадь крыла самолета;
п — число боевых грузов.
Учитывая, что масса каждого груза может быть выражена с по­
мощью коэффициента массы, тх=ЮгCdd 2, а масса всей боевой на­
грузки самолета т5 = т0т5 = пт], получаем
Д С ,6г= 7,85-103^
- ^
,
(20.2)
к С]т?
или
АСх0=КіЧіп5 -ІО3,
(20.3)
где d — диаметр боевого груза;
Cd — коэффициент массы;
т0— взлетная масса самолета;
т5— относительная боевая нагрузка (отношение массы боевой
нагрузки к взлетной массе JIA);
т\ — масса одного боевого груза;
q = m0/ S K;
К\ — баллистическая характеристика боевого груза:
С
^ ,= 7 ,8 5 -f iL .
(20.4)
С > і3
Из формулы (20.3) следует, что дополнительное сопротивление
боевых грузов может быть уменьшено путем улучшения формы и
чистоты обработки поверхности (увеличение Q и уменьшение Сх0бг),
использованием меньшего количества боевых грузов большого ка­
либра при заданной общей нагрузке.
Совершенно очевидно, что для наружной подвески целесооб­
разно применять АБ большого удлинения, а для внутреннего разме­
щения — малого удлинения (рис. 20.4).
206
■
Коэффициенты сопротивления в условиях интерференции су­
щественно отличаются от сопротивления подвесок при изолирован­
ном обтекании. На рис. 20.5 приведены коэффициенты интерферен­
ции для наиболее характерной схемы размещения боевых грузов. На
графике (рис. 20.6) кривая 1 характеризует зависимость лобового со­
противления изолированной АБ Мк 13/15 от числа М. Заштрихован­
ная зона — область всех возможных значений коэффициента сопро­
тивления при различных вариантах размещения в условиях
интерференции.
Кривая 2 — геометрическое место точек математических ожи­
даний коэффициента лобового сопротивления в условиях интерфе­
ренции в среднем. Кривая 2 как математическое ожидание коэффи­
циента лобового сопротивления может быть принята в качестве
207
статической характеристики лобового сопротивления АБ в условиях
интерференции. Такую статическую оценку можно использовать при
оценке влияния внешних подвесок на ЛТХ самолета, когда число
боевых грузов будет от шести и выше.
Кривая 3 характеризует увеличение лобового сопротивления АБ
в среднем при подвеске на самолете по отношению к лобовому со­
противлению изолированной АБ (коэффициент интерференции ме­
няется здесь от 1 до 1,5).
§ 20.3. Количественная оценка влияния авиационной
ракетно-бомбардировочной установки на летно­
технические характеристики летательных аппаратов
20.3.1. Приближенная оценка влияния авиационной ракетно­
бомбардировочной установки на скорость полета летательных
аппаратов
Количественная оценка влияния АРБУ при наружном размеще­
нии на скорость полета V, высоту полета Н, радиус боевого действия
R делается двумя способами: строгая оценка, при которой ведется
перерасчет всех характеристик в условиях определенного варианта
подвесок и режима полета, и приближенная, когда рассчитываются
относительные изменения V,H,R.
В основном на скорость ЛА влияет аэродинамическое сопротив­
ление АРБУ с АСП.
Рассмотрим равномерный горизонтальный полет ЛА, движение
которого описывается уравнениями
P = CXS ^ ;
G = CyS ^ ,
где Р — тяга двигателя;
Сх — коэффициент сопротивления ЛА;
S — характерная площадь;
V — скорость полета;
G — полетный вес;
Су — коэффициент подъемной силы ЛА;
р — плотность воздуха.
208
(20.5)
Продифференцируем уравнения (20.5) по Сх, Су, V и G, счи­
тая Су и Сх независимыми от V, что допустимо при малых возму­
щениях:
dV dG* dCv
dV
dC„=-2C„— , — = — ± + 2—
V
c„
где
( 20.6)
,
dG* = d G - dY6r;
Убг — подъемная сила, создаваемая боевыми грузами при внеш­
ней подвеске.
Воспользуемся уравнением поляры самолета:
Сх - Сх0 + АС у,
где С;с0 — коэффициент
лг 2= С
' “ 'х и н д »
лобового
сопротивления
при
Су = 0;
Синд — коэффициент индуктивного сопротивления;
А — коэффициент отвала поляры, при числе М > 1:
Ѵм2- і
A'
3,6
Дифференцируя уравнение поляры, получаем
dC = dC n + 2 С
X
хО
X ИНД
dCу бг
С.
Подставляя в (20.6) значения dCx0 и dCj , заменяя
ДУ6г _ dCу бг
С.
где ДС бг— изменение подъемной силы, вызванное подъемной си­
лой боевых грузов, и переходя к конечным приращениям, получаем
АѴ
V
1
J_
2 ^ Лччд
~с7
А С 0 . Синд AG
~2С
С
АС>і6г
с„
(20.7)
Рассмотрим два частных случая: наружную подвеску боевых
грузов, подъемной силой которых можно пренебречь, и внутреннюю
подвеску.
209
При наружной подвеске можно считать
ДС,
= 0, отсюда
С,
ЛѴ
V
1 2
-
-
\
( 20 . 8)
С
При внутренней подвеске
АѴ _
V
ACr0 t Сх„„л AG'
2СX
Сх G J
ДС„
С
■= о,
С,
С -2 С
X
X И ІЩ
да,
с,.
= 0, тогда
Схтш а G
С
G ‘
(20.9)
X
Полученные зависимости можно использовать для расчета из­
менения максимальной или крейсерской скорости загруженного са­
молета по отношению к незагруженному.
Расчет изменения скорости используется также для сравнитель­
ной оценки эффективности замены наружной подвески внутренней.
20.3.2. Приближенный расчет радиуса боевых действий
летательного аппарата при боевой загрузке
Радиус боевого действия ЛА при внутреннем размещении гру­
зов можно с точностью до 1% оценить формулой
Ѵ К 2 ( 1 - ф - т р) тг
(20. 10)
1+ ^ 1 -о т р гпр
где R — радиус действия самолета;
V — скорость полета;
К — аэродинамическое качество;
тр — полезная расходная масса самолета;
Шр = тТ+ т5;
тТ— располагаемая масса топлива;
т6 — масса сбрасываемой боевой нагрузки;
Се — удельный расход топлива;
тп — масса самолета после взлета в начальной точке полета к
цели;
210
тк — масса самолета перед посадкой после возвращения от цели;
Радиус боевого действия ЛА при сбрасывании боевых грузов из
несбрасываемого контейнера, расположенного на внешней подвеске,
можно оценить формулой
(20. 11)
где
ДСхд — увеличение коэффициента сопротивления самолета при
установке на него держателя для контейнера;
ДСЛК— увеличение коэффициента сопротивления самолета при
подвеске контейнера.
§ 20.4. Характеристика авиационной ракетно­
бомбардировочной установки
Перечислим основные характеристики АРБУ:
1. Максимальная боевая нагрузка — общая масса максимально
загружаемых АСП.
2. Емкость — общее число АСП, одновременно подвешиваемых
на АРБУ.
3. Коэффициент использования боевой нагрузки— отношение
массы боевых грузов в данном варианте боевого снаряжения ЛА к
максимальной боевой нагрузке.
4. Степень влияния АРБУ на ЛТХ ЛА, его управляемость и ус­
тойчивость.
5. Степень влияния на диапазон режимов боевого применения.
6.
Степень влияния на техническое рассеивание применяемых
АСП.
211
7. Степень технического и боевого соверш енства— универ­
сальность номенклатуры подвешиваемых АСП и возможность ис­
пользования на однотипных ЛА, весовые и габаритные характери­
стики.
8. Эксплутационная технологичность — трудозатраты и вре­
менные характеристики на проведение всех видов подготовок ЛА к
боевому применению, на профилактические и ремонтные работы.
Вес АРБУ обычно находится в пределах от 7-10 до 20-25% от
максимальной боевой нагрузки в зависимости от типа ЛА.
В табл. 20.1 приведены данные о максимальной боевой нагрузке
некоторых самолетов.
Таблица 20.1
Тип ЛА
В1-В США
F-16 США
ИЛ-10
ИЛ-28
Ту-16
Макс,
Макс,
взлетная
боевая
Тип ЛА
масса, т нагрузка, т
26,2
216
Ту-22М
Макс,
взлетная
масса, т
124
5,4
0,4
1,0
9,0
39,7
30
25,7
19
17
6,3
41,84
76
Су-24М
Су-27ИБ
Су-35
Миг-21 К
Макс,
боевая
нагрузка, т
12 внут. +
+ 12 вн. =
24
8
6
8
4,4
Раздел VIII. УСТАНОВКИ
РАКЕТНОГО ВООРУЖЕНИЯ
ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
Глава 21. Общие сведения об установках
ракетного вооружения
§ 21.1. Понятие пуска ракеты и основные требования
к установкам ракетного вооружения
Под пуском ракеты следует понимать перевод ракеты из состояния
ее транспортирования самолетом-носителем в состояние свободного
полета. При этом установка ракетного вооружения (РВ) является про­
межуточным звеном между самолетом и ракетой. Поэтому при ее про­
ектировании, как правило, концентрируются вопросы согласования раз­
личных требований, предъявляемых как к самолету, так и к ракете.
В свою очередь, это приводит к противоречивым и трудновы­
полнимым требованиям к системе транспортирования и отделения
ракет, основными из которых являются следующие:
• минимальное влияние системы “установка РВ — ракета” на
аэродинамические характеристики самолета на всех режимах полета;
• минимальная масса самолета-носителя с ракетным вооруже­
нием;
• устойчивость и управляемость самолета со всеми вариантами
подвешенных ракет;
• прочность системы “установка РВ — ракета” во всем диапа­
зоне перегрузок, скоростей и высот полета самолета;
• безопасность отделения ракет от самолета во всем диапазоне
боевого применения;
213
• надежность работы силовой установки самолета (незаглохание) в момент отделения ракет;
• допустимые для работы головки самонаведения и системы
управления ракетой начальные возмущения, получаемые при отде­
лении ракет от самолета;
• рациональное размещение установки РВ на самолете, при ко­
тором обеспечиваются минимальные нагрузки и наилучшие условия
для отделения ракеты от самолета;
• хорошие эксплуатационные характеристики установок РВ;
• работоспособность установки РВ при воздействии кинетиче­
ского нагрева;
• работоспособность установки РВ при воздействии газовой
струи двигателя ракеты.
Проектирование установок РВ с учетом вышеперечисленных
требований является сложной технической задачей, в которой тесно
связаны вопросы аэродинамики, газодинамики, динамики упругои­
нерционных систем, прочности и электромеханики. Поэтому выпол­
нение этих требований может быть обеспечено только благодаря
системному подходу к проектированию установок РВ с учетом осо­
бенностей самолета и ракеты.
§ 21.2. Понятие старта ракеты и классификация
установок ракетного вооружения
Для решения современными авиационными боевыми комплексами
разнообразных боевых задач потребовалось создание различных типов
самолетов и ракет. Вследствие этого возникла необходимость в разра­
ботке большого количества различных установок.
Главным признаком установок РВ является способ старта раке­
ты с самолета. Под стартом ракеты следует понимать ее движение на
установке РВ, в процессе которого формируются начальные условия
полета ракеты относительно самолета-носителя. Любой полет раке­
ты, включая ее полет относительно самолета после схода с установки
РВ, представляет собой пространственное движение. Поэтому на­
чальные условия полета, формируемые установками РВ, представ­
ляют собой линейные и угловые перемещения, скорости ракеты в ее
пространственном движении, приобретаемые ракетой в момент схода
с установки.
214
Кроме способа старта признаками установок РВ являются:
• тип ракеты;
• место размещения установки РВ на самолете;
• конструктивные особенности установки РВ.
На рис. 21.1 представлена одна из возможных схем классифика­
ции установок.
Как следует из схемы, по типу ракет установки РВ подразде­
ляются на две группы: установки РВ для управляемых ракет (УР) и
установки РВ для неуправляемых ракет (НУР).
Установки РВ для управляемых ракет составляют большую
часть в общем объеме применяемого вооружения. Более детально
этот тип установок можно разделить по назначению ракет (ракеты
класса “воздух — воздух” или “воздух — поверхность”).
Большое значение для установки РВ имеет масса ракет, поэтому
установки РВ, как правило, подразделяются в зависимости от весо­
вых групп ракет.
Установки РВ для неуправляемых ракет принято подразделять
на две группы: установки для одиночных ракет и установки для
группы ракет, которые обычно называют блоками.
По способу старта ракет с самолета различают установки РВ
двух типов:
• установки, в которых старт ракеты с самолета производится
“активно” — под действием тяги ракетного двигателя. Этот способ
старта называется пуском ракеты, и, соответственно, установки тако­
го типа называются пусковыми;
• установки, в которых старт ракеты с самолета производится или
“свободно” — под действием силы тяжести ракеты (инерционных сил,
обусловленных маневренной перегрузкой самолета-носителя), или при­
нудительно— под действием сил, создаваемых приводом установки.
Установки этого типа относятся к устройствам сброса ракеты, при этом
устройства свободного сброса называются балочными держателями
(БД), а устройства принудительного сброса (катапультирования) —
авиационными катапультными установками (АКУ).
Пусковые установки наиболее распространены, так как они наи­
более простые по конструкции и надежные в эксплуатации. По при­
надлежности к авиации установки этого типа называются авиацион­
ными пусковыми установками.
215
Классификация установок РВ
'
О
-
Установка для
внешнего
раімсіцсітя
Установка для
внутреннего
размещения
По раімсіиснпю
L__
Для
м
ON
Установка для УР
По тиііѵ £В_
ОДИНОЧНЫХ
Для группы
МУР (блоки)
на самолете
Установка РВ
4Установка для МУР
Установка для
“ полу утопленного
размещения
-JL-
НУР
Установка для УР “В—В"
-«СМ
Ж
3
По способу
Установка для активного
старта РВ <ДІІУ)
Установка для УР ”8 —11”
ZD
ст а р та РВ
Установка для свободного
сброса (Б Д )
По конструктивным особенностям установки
яка и
и а л и ііп
Установка
й балочного
типа
j E l= L
1
Установка для прииудіттельного
старта РП (АКУ)
Г
—
Установка с вертикальным двукпоріимевым
механизмом штя принуд т е л у ого старта РВ
Л
Установка с трубчатыми направляющими
Рис. 21.1
Установка с рычажным механизмом
для принудительного старта РВ
По типу направляющих (конструктивным особенностям) АПУ
могут быть подразделены на балочные установки РВ, в которых ра­
кеты закрепляются снаружи корпуса установки с помощью узлов,
называемых бугелями, и установки с трубчатыми направляющими, в
которых ракеты закрепляются внутри трубы, являющейся направ­
ляющей.
Установки РВ, в которых для отделения ракет применяется метод
сброса, подразделяются на две группы. К первой группе относятся ус­
тановки, в которых отделение ракеты происходит под действием силы
тяжести. Такие установки применяются при небольших аэродинамиче­
ских нагрузках, действующих на ракету.
В тех же случаях, когда аэродинамические и инерционные на­
грузки значительны и направлены к самолету, применяются установ­
ки с принудительным отделением. Они получили название авиаци­
онных катапультных установок. По кинематической схеме привода
отделения установки этого типа разделяются на установки с двумя
поршневыми толкателями (АКУ-І) и установки с рычажными толка­
телями (АКУ-П).
По способу размещения на самолете различают три типа уста­
новок: установки для наружной подвески ракет; установки для внут­
ренней подвески ракет и установки для полуутопленной подвески
ракет. Установки для наружной подвески ракет наиболее распро­
странены. По месту расположения установок на самолете различают
подкрыльевые и подфюзеляжные установки.
Внутреннее размещение установок обычно производится в от­
секах вооружения самолета. В последнее время при внутреннем раз­
мещении находят широкое применение многопозиционные установ­
ки, в которых закрепляется несколько ракет на специальных
поворотных барабанах. Такие установки называют барабанными или
многопозиционными.
При полуутопленном размещении ракет на самолете применя­
ются установки катапультного типа со свободным или принудитель­
ным отделением ракет; иногда применяют выводные установки, в
которых ракета вначале специальным механизмом выводится в бое­
вое положение за внешние обводы самолета, а затем отделяется спо­
собом пуска.
Анализ предложенной классификации показывает, что боль­
шинство установок РВ, находящихся в настоящее время в эксплуата217
ции, спроектировано для внешнего размещения, которое характерно
для современного поколения фронтовой авиации. Для самолетовперехватчиков ПВО принято полуутопленное размещение установок
РВ, для стратегических бомбардировщиков — внутреннее размеще­
ние. Для самолетов нового поколения наметился определенный сдвиг
в сторону внутреннего и полуутопленного размещения и, следова­
тельно, в сторону более широкого применения катапультного старта
ракет.
§ 21.3. Анализ рациональных способов старта
ракет с самолета
Основные способы старта ракет с самолета определяются по ха­
рактеру силы, обеспечивающей движение ракеты на установке РВ.
При активном способе старта отделяющей силой является сила
тяги двигателя ракеты, при принудительном способе — сила, созда­
ваемая приводом установки РВ, при способе старта, основанном на
свободном сбросе ракеты, — аэродинамические и инерционные си­
лы, действующие на ракету.
Старт ракет с самолета методом пуска под действием силы тяги
двигателя является одним из самых простых и надежных способов
старта управляемых ракет. Авиационные пусковые установки, в ко­
торых использован активный старт ракет, просты по конструкции,
имеют малую массу и габаритные размеры, обладают высокой проч­
ностью и надежностью в работе. Исследования этого метода отделе­
ния управляемых ракет от самолетов-носителей показали, что его
применение позволяет ракете достаточно быстро пройти зону интер­
ференции. Поэтому ракета получает сравнительно небольшие воз­
мущения, что способствует устойчивой работе системы управления
комплексом.
Основным недостатком такого способа старта ракет следует
считать неблагоприятное воздействие газовой струи двигателя раке­
ты на конструкцию пускового устройства и самолета. Это может вы­
звать в отдельных случаях заглохание силовой установки самолета, а
также нарушение целости элементов конструкции самолета.
Применение активного старта возможно только при наружном
размещении пусковых установок РВ, когда геометрически обеспечи­
вается свободное движение ракеты вдоль продольной оси. Одной из
218
технических трудностей на пути дальнейшего развития АПУ являет­
ся борьба с большими силами трения, возникающими в месте кон­
такта бугелей ракеты с направляющими пускового устройства вслед­
ствие действия больших аэродинамических и инерционных нагрузок
в период движения ракеты.
Широкое распространение аэродинамической схемы самолетовверхнепланов, в том числе с изменяемой геометрией, возрастание
скоростей полета самолета на низких высотах и повышение его ма­
невренных характеристик привели к ряду новых требований, предъ­
являемых к старту управляемых ракет с самолета, что вызвало пере­
смотр возможностей использования активного старта.
Основные проблемы, возникавшие при отделении ракет от
сверхзвуковых самолетов методом пуска:
а) безопасность отделения ракет на дозвуковых и сверхзвуковых
режимах полета и больших скоростных напорах при внутреннем и
полуутопленном размещении ракетного вооружения на самолете;
б) прочностная надежность и работоспособность пусковых ус­
тановок в условиях действия больших аэродинамических и инерци­
онных нагрузок с обеспечением статической и динамической проч­
ности на всех режимах применения самолета при малой массе
конструкции пусковых установок;
в) работоспособность пусковых установок и ракет при воздейст­
вии на них кинетического нагрева и газовой струи двигателя изделия
ракеты.
Исследования показали, что решение поставленных задач воз­
можно путем совершенствования АПУ, однако ряд вопросов не мо­
жет быть решен по этой схеме. Среди них отметим следующие:
а) увеличивающиеся из-за возрастания внешних нагрузок силы
трения в паре “бугель ракеты — направляющая АПУ” могут превы­
сить силу тяги двигателя, в результате чего произойдет несход раке­
ты с АПУ. Увеличение тяги двигателя на стартовом участке с целью
преодоления сил трения значительно усложняет конструкцию уста­
новки и увеличивает массу ракеты;
б) стремление снизить лобовое сопротивление самолета привело
к созданию утопленных и полуутопленных пусковых установок.
В этом случае старт ракеты с АПУ невозможен по конструктивным
соображениям;
в) при старте газовая струя двигателя ракеты, работающего на
смесевом топливе, оказывает вредное воздействие, вызывая заглоха219
ние силовой установки самолета. Уменьшение воздействия газовой
струи ракеты при пуске возможно при значительном отнесении пус­
ковой установки от воздухозаборников самолета, что не всегда вы­
полнимо из-за ухудшения устойчивости, прочности и управляемости
самолета;
г)
газовая струя агрессивно воздействует на пусковую установку
и подвешенную на нем ракету.
Поиски решения этих проблем привели к новому способу отде­
ления ракет от самолетов — принудительному старту, который чаще
всего называют “катапультный старт”, а устройства, в которых при­
меняется такой способ старта, называют авиационными катапульт­
ными установками (АКУ). При таком старте ракета, подвешенная на
АКУ под самолетом, первоначально отбрасывается специальным
толкающим механизмом АКУ на некоторое расстояние от самолета,
после чего дистанционно производится запуск двигательной уста­
новки ракеты, и она под действием тяги двигателя летит вдоль про­
дольной оси в направлении цели.
На дозвуковых режимах полета самолета применение катапультно­
го старта не требуется, так как силы тяжести ракеты достаточно для
преодоления аэродинамического сопротивления. На этих самолетах це­
лесообразно применять свободный сброс, т. е. старт ракеты под дейст­
вием инерционных и аэродинамических сил.
Применение катапультного старта позволяет решить практиче­
ски все вышеперечисленные вопросы, и в первую очередь вопросы
старта ракеты с самолета без увеличения тяги двигателя. Установка
для обеспечения такого старта может быть утоплена в фюзеляже са­
молета, следовательно, значительно снижается аэродинамическое
сопротивление системы подвески и самого самолета в целом. При­
менение катапультного старта может решить проблему незаглохания
силовой установки самолета, так как двигатель ракеты запускается
на значительном удалении ракеты от самолета.
Проведенный анализ и исследование путей построения авиацион­
ных катапультных установок показали, что целесообразно выполнять
АКУ с поперечным движением ракеты, при котором механизм прину­
дительного отделения АКУ сообщает ракете скорость, направленную
перпендикулярно продольной оси ракеты.
Перспективным направлением в разработке АКУ признаны так­
же схемы с продольным движением ракеты.
220
Анализ тенденций развития РВ отечественных и зарубежных
самолетов показал, что активный старт характерен для ракет ближне­
го воздушного боя. Для ракет средней дальности применимы как ак­
тивный, так и принудительный способы старта, а для ракет большой
дальности, входящих в комплекс ракетного вооружения сверхзвуко­
вых маневренных самолетов, характерно применение только способа
катапультирования. Для старта тяжелых ракет класса “воздух — по­
верхность”, размещаемых на дозвуковых маломаневренных самоле­
тах бомбардировочной авиации, целесообразно применение свобод­
ного сброса, поскольку в этих условиях действующие на ракету
инерционные силы являются определяющими для формирования
траектории отделения ракеты от самолета.
§ 21.4. Принципы и схемы размещения
установок ракетного вооружения на самолетах
Решение основных проблем проектирования установок РВ в зна­
чительной степени зависит от способа их размещения на самолете.
Выбор схемы размещения установки РВ на самолете произво­
дится на стации предварительного проектирования самолета и ком­
плекса его вооружения. В этот период разрабатываются компоновоч­
ная и общая схемы размещения вооружения на самолете.
При размещении установки РВ на самолете необходимо обес­
печить:
• минимальное влияние на летно-технические характеристики
самолета (скорость, дальность, маневренность, потолок и др.);
• наилучшие условия отделения ракеты от самолета (любым из
возможных способов — пуск, сброс, катапультирование);
• хорошие условия для обслуживания установки и ракеты (по­
грузка, регламентные проверки, предполетный осмотр, заправка
пневмосистемы, снаряжение пиротехнических систем);
• минимальное воздействие газовой струи ракетного двигателя
при отделении на силовую установку самолета, не вызывающее заглохания;
• действие минимальных аэродинамических сил и моментов, в
том числе и от интерференции ракеты и самолета;
• минимальный кинетический нагрев установки и ракеты при
полете на максимально допустимых скоростях;
221
• создание установки, простой по конструкции, минимальной
массы, прочной и надежной в эксплуатации.
В настоящее время применяются три основных способа разме­
щения установок РВ на самолете: наружное, внутреннее, полуутоп­
ленное.
При наружном размещении установки РВ закрепляются на си­
ловых элементах, выступающих за наружные обводы самолета. Этот
способ размещения установок РВ характерен для истребителейперехватчиков и многоцелевых самолетов.
На стратегических бомбардировщиках наружное размещение
установок применяется только для тяжелых ракет, а также в случае
использования вооружения в перегрузочном варианте. Так как ис­
требители и бомбардировщики после выполнения боевой задачи
должны быстро выйти из зоны боевых действий, основное преиму­
щество наружного размещения установок РВ состоит в том, что по­
сле отделения ракеты ЛТХ самолета улучшаются.
Преимуществом наружного размещ ения установок РВ являет­
ся также отсутствие ограничений по способам отделения ракет от
самолета.
К недостаткам наружного размещения установок РВ следует от­
нести значительное влияние установки с ракетой на ЛТХ самолета
при полете к цели, а также возможность кинетического нагрева при
полете на сверхзвуковых скоростях.
При внутреннем размещении установка с ракетами располагается
внутри фюзеляжа (или крыла), не выступая за внешние обводы самоле­
та. Такой способ применяется для размещения ракет различных типов
на средних и тяжелых бомбардировщиках. При внутреннем размещении
установок РВ в самолете должен быть предусмотрен специальный отсек
для установки с ракетой. Основным преимуществом внутреннего раз­
мещения является сравнительно малое влияние подвешиваемых ракет
на ЛТХ самолета при полете к цели. Однако внутреннее размещение
требует наличия в самолете специальных отсеков, а это приводит к уве­
личению объема фюзеляжа и, как правило, к увеличению площадей по­
перечного сечения самолета.
Преимуществом внутреннего размещения установок РВ является
также сравнительно легкая защита ракет и установки от кинетического
нагрева, поскольку они находятся внутри самолета и на них не действу­
ет воздушный поток. В отсеке самолета возможно создание кондицио222
нированной среды. Вследствие того, что на ракету при внутреннем раз­
мещении не действует воздушный поток, устраняется один из источни­
ков вибрации установок, а следовательно, и всего самолета.
К недостаткам внутреннего размещения установок РВ следует
отнести ограничение по выбору способа старта ракеты. В этом слу­
чае возможен старт ракет путем свободного сброса и катапультиро­
вания, а при использовании специальных выводных установок —
активный старт.
При полуутопленном размещении установка и ракета размеща­
ются таким образом, что они частично или полностью были утопле­
ны в нишах самолета. Старт ракет в этом случае производится путем
их катапультирования (свободного сброса), а при использовании вы­
водных установок — путем активного старта.
На рис. 21.2 приведены характерные схемы размещения устано­
вок РВ на современных самолетах.
Наружное размещение двух ракет в корневой части крыла (схе­
ма I) — наиболее распространенная схема размещения установок РВ.
Основными достоинствами схемы являются хорошие условия для
создания простой по конструкции установки и удобство эксплуата­
ции (удобный доступ к установке, хорошие условия для погрузки
ракеты). Недостатками такого размещения установки РВ являются
действие в зоне размещения потоков воздуха от интерференции, ко­
торые вызывают большие нагрузки на установку, а также возмож­
ность заглохания двигателя самолета от воздействия газовой струи
при пуске ракеты.
Наружное размещение четырех ракет на нижней плоскости
крыльев (схема II) применяется при повышенной боевой нагрузке
самолета и имеет практически те же преимущества и недостатки, что
и схема I. Следует отметить, что эту схему целесообразно применять
на самолетах, не имеющих поворотных крыльев, в противном случае
при разработке установки возникают большие трудности в обеспече­
нии постоянного направления продольной оси установки.
Схема III представляет наружное размещение четырех ракет на
двух точках крепления в нижней плоскости крыльев. Преимущест­
вом этой схемы является упрощение узлов крепления установки к
самолету при сохранении боевой нагрузки.
Наружное размещение двух ракет на консолях крыльев самолета
(схема IV) применяется для уменьшения при пуске ракеты воздейст223
V III схем а
I схем а
Т
\ ±
Г
Ш
II схем а
іШѴі/И
VI схем а
224
III схем а
ІЩГѴьИ*
V II схем а
IV схема
Рис. 21.2
вия газовой струи на силовую установку самолета. Эта схема разме­
щения установок, сохраняя преимущества схемы I, позволяет разра­
ботать более легкую установку, так как нагрузки в этой зоне значи­
тельно меньше, чем в прикорневой части крыла. Недостатком схемы
является увеличение момента инерции самолета относительно про­
дольной оси, что снижает маневренные характеристики самолета.
Наружное размещение двух ракет на верхней поверхности
крыльев самолета (схема V) применяется для предотвращения заглохания двигателя самолета. Размещение установки по этой схеме име­
ет много недостатков, основными из которых являются усложнение
эксплуатации установки (трудности при подвеске и снятии ракеты,
трудный доступ к установке) и воздействие газовой струи ракеты при
пуске на кабину летчика. Кроме того, размещение установки на
верхней поверхности крыла снижает подъемную силу крыла.
Наружное размещение одной ракеты под фюзеляжем самолета
(схема VI) широко применяется для закрепления тяжелых ракет. При
таком размещении установки трудно обеспечить необходимый клиренс
(расстояние от земли до нижней точки самолета). Ввиду малого клирен­
са возникают некоторые трудности при загрузке и разгрузке ракеты.
Наружное размещение двух ракет под фюзеляжем самолета
(схема VII) широко распространено на современных иностранных и
отечественных самолетах. Размещение установки по этой схеме име­
ет достоинства и недостатки, присущие схеме VI.
Схема VIII представляет наружное размещение четырех ракет
под фюзеляжем самолета. Установки РВ размещаются на боковых
сторонах фюзеляжа тандемно, при этом ракеты закрепляются в схе­
ме, “плюс” . Такая схема размещения позволяет при одинаковом со
схемой VII аэродинамическом сопротивлении в два раза увеличить
боевую нагрузку. Для отделения ракет от самолета применяется
только способ катапультирования, при этом движение ракеты произ­
водится под углом 45° к вертикальной плоскости самолета.
Внутреннее размещение ракет на установке барабанного типа
(схема IX) позволяет полностью использовать бомбоотсек самолета и
создать одинаковые условия для отделения ракет методом катапуль­
тирования. Данная схема размещения ракет применяется преимуще­
ственно на стратегических бомбардировщиках.
Схема X представляет внутреннее размещение ракет на установке,
конструктивно связанной с поворотной крышкой бомбоотсека. При
225
транспортировке к месту сброса ракеты находятся внутри бомбоотсека
самолета, в боевом положении ракеты оказываются на внещней подвес­
ке, поэтому для отделения применяются различные способы.
Полуутопленное размещение двух ракет на фюзеляже самолета
(схема XI) позволяет снизить лобовое сопротивление и, следователь­
но, повысить ЛТХ самолета с полной боевой нагрузкой. Отделение
ракеты от самолета при таком размещении установки возможно
только способом катапультирования.
Рассмотренные схемы размещения установок РВ большей ча­
стью используются при размещении установок и других типов (бом­
бардировочных и артиллерийских). В целях унификации узлы креп­
ления, особенно на многоцелевых самолетах, делаются одинаковыми
для всех типов установок, поэтому возможна быстрая смена различ­
ных видов вооружения самолетов.
Основными требованиями, предъявляемыми к перспективным
фронтовым истребителям, являются:
• обеспечение высоких несущих свойств и аэродинамического
качества в области больших углов атаки на дозвуковых и околозву­
ковых скоростях полета;
• увеличение радиуса боевого действия;
• обеспечение минимального количества демаскирующих при­
знаков.
Эти требования, направленные на повышение эффективности
боевого авиационного комплекса, приводят к необходимости увели­
чения числа ракет на борту самолета и, следовательно, пересмотра
взглядов на способы размещения установок РВ на перспективных
самолетах.
Ранее многие самолеты разрабатывались так, чтобы обеспечить
оптимальные характеристики самолета при полете без подвесных
грузов. Ухудшение ЛТХ самолета с подвешенными ракетами и свя­
занные с этим увеличение лобового сопротивления самолетаносителя, а также свойства вооружения, затрудняющие его обнару­
жение противником, не учитывались.
Усилия проектировщиков в настоящее время направлены на
уменьшение эффективной отражающей радиолокационной поверх­
ности и интенсивности ИК-излучения. Для снижения уровня дема­
скирующих признаков широко используются различные технические
средства (радиопоглощающие покрытия, специальная конфигурация
226
самолета с подфюзеляжным размещением воздухозаборников, при­
менение плоских сопел и т. д.), а также специальные методы разме­
щения вооружения (размещение ракет вплотную к обшивке или в
специальной нише, внутрифюзеляжное размещение ракет).
При внутрифюзеляжном размещении ракет возникает ряд про­
блем, связанных не только с аэродинамикой самолета, но и с безо­
пасностью отделения, надежностью работы систем наведения, тех­
ническим обслуживанием, компактностью размещения ракет на
установке РВ, с оценкой боевой эффективности. Учитывая, что внут­
рифюзеляжное размещение ракет позволяет уменьшить лобовое со­
противление до 40% по сравнению с внешним размещением, увели­
чить на 15-20% аэродинамическое качество самолета и значительно
снизить кинетический нагрев, следует признать, что такое размеще­
ние ракет должно быть одним из основных на самолетах.
Выбор места расположения отсеков вооружения на самолете
определяется компоновочными соображениями и аэродинамической
совместимостью ракет и самолета. Возможны два направления:
• создание в фюзеляже специальных неглубоких ниш, в кото­
рых можно разместить ракеты;
• размещение специального отсека вооружения в фюзеляже
самолета.
Создание неглубоких ниш в фюзеляже не нарушает конструк­
тивной силовой схемы самолета, в то время как наличие отсеков воо­
ружения усложняет конструктивную силовую схему самолета и при­
водит к увеличению массы конструкции.
В случае размещения ракет на установке РВ барабанного типа
площадь миделевого сечения самолета, в особенности для самолетов
фронтовой авиации, увеличивается, это приводит к увеличению ло­
бового сопротивления носителя. При этом следует учесть, что на са­
молетах классических аэродинамических схем фронтовой авиации
трудно выделить необходимые объемы под отсеки вооружения без
существенного ухудшения аэродинамики и ЛТХ.
Нерациональное размещение отсеков вооружения может при­
вести к значительным смещениям центра масс объектов в процессе
расхода ракет, что усложняет обеспечение его устойчивости и управ­
ляемости.
Исследование отделения грузов из отсеков вооружения ранее
проводилось в основном для неоперенных или слабооперенных тел
227
при малых углах атаки самолета. В связи с необходимостью внутрифюзеляжного размещения назрела необходимость всестороннего ис­
следования проблемы безопасности отделения ракет из отсеков воо­
ружения при больших перегрузках п = 5 и скоростных напорах
(iq = 500 кгс/м2) и более применительно к изделиям класса “воздух —
воздух” и “воздух — поверхность”.
Перспективные ракеты ближнего воздушного боя и средней
дальности должны обеспечивать защиту задней полусферы самолетаносителя. В этом случае возможны два вида старта ракет: стрельба
по направлению полета с последующим разворотом ракет на 180° и
стрельба из задней полусферы в сторону, противоположную полету
носителя, ракетами обратного старта (РОС). Эти виды старта ракет
налагают дополнительные условия на их размещение. Так, например,
РОС целесообразно размещать в областях с минимальными возму­
щениями вблизи вертикальной плоскости симметрии носителя (на
киле).
С учетом особенностей ракет могут быть рекомендованы сле­
дующие принципы для размещения их на современных и перспек­
тивных самолетах.
Легкие установки РВ для ракет ближнего воздушного боя целе­
сообразно выполнять в виде рельсовых и трубчатых АПУ или АКУ с
принудительным выводом ракет вдоль продольной оси и размещать
внутри носовой или хвостовой части фюзеляжа, а также в специаль­
ных гондолах, распложенных на концах крыла. От воздействия
встречного потока установки должны предохраняться специальными
раскрывающимися перед пуском головными обтекателями. Из сред­
них зон фюзеляжа можно обеспечить старт ракет с АПУ, располо­
женных на силовых раскрывающихся створках специального отсека.
Возможно также размещение ракет на концах крыла в контейнерах
из двух-четырех трубчатых АПУ.
Интересным вариантом является размещение ракет в поворот­
ных контейнерах, которые перед пуском отклоняются в поток на
угол 20-30°. Такие АПУ возможны как для РОС, так и для ракет
прямого старта, при этом АПУ можно размещать вокруг фюзеляжа.
Такое размещение позволит осуществить залповый пуск.
Установки РВ для ракет средней дальности целесообразно вы­
полнять как в виде АПУ, так и в виде АКУ и размещать их на внеш­
них и внутренних узлах подвески. Катапультные установки целесо228
образно размещать в нижней части фюзеляжа в специальных отсе­
ках, закрывающихся створками.
Целесообразно размещение ракет в отсеках на многопозицион­
ных катапультных установках барабанного типа, в основе которых
использованы АКУ для внешнего размещения ракет.
Для тяжелых и сверхтяжелых ракет целесообразно применение
АКУ барабанного типа, в том числе АКУ с питателем.
Основные схемы размещения установок РВ на перспективных
самолетах приведены на рис. 21.3: а — размещение АПУ на силовых
створках отсека; б — размещение трубчатых АПУ поворотного типа
на носителях; в — размещение АКУ барабанного типа в фюзеляже;
г — АКУ с питателем барабанного типа в фюзеляже.
а)
Т вариант
II вариант
А -А повернуто
£ &
в)
Рис. 21.3
229
§ 21.5. Структура установок ракетного вооружения
Под структурой установки РВ понимается состав и взаимосвязь
основных элементов, без которых невозможно выполнение функций,
возложенных на установку.
Структура установки РВ зависит от типа применяемых ракет,
способа отделения ракеты от самолета и размещения установки на
самолете.
Рассмотрим структуру трех основных типов установок РВ
(рис. 21.4), наиболее широко применяемых на современных самолетах.
Рис. 21.4
Установка для группы НУР — блок НУР (см. рис. 21.4, а) вклю­
чает в себя следующие элементы: силовой корпус I, ствол-трубу II
электрооборудование III.
Силовой корпус I состоит из силового каркаса 1, переднего обтека­
теля 2, заднего обтекателя 3, узлов 4 крепления блока к самолету.
Силовой каркас 1 представляет собой трубчатую конструкцию,
в которой монтируются стволы II, узлы 4 крепления блока к самоле­
ту, обтекатели 2, 3 и электрооборудование III.
230
Передний обтекатель 2 предназначен для уменьшения лобового
сопротивления при полете самолета. В обтекателе имеются отвер­
стия для выхода стволов.
Задний обтекатель 3 используется для уменьшения аэродинами­
ческого сопротивления и крепления стволов в силовом каркасе.
Узлы 4 крепления блока применяются для механической связи
блока с балочным держателем самолета или ответными узлами креп­
ления самолета.
Ствол II состоит из трубы 5, замково-стопорного механизма 6 и
контактной муфты 7. Труба служит для транспортировки и направ­
ленного пуска НУР. Замково-стопорный механизм б обеспечивает
крепление НУР в трубах.
Контактная муфта 7 используется для передачи напряжения от
самолетных цепей управления стрельбой на контакты НУР для за­
пуска ракетного двигателя.
Авиационная пусковая установка (см. рис. 2.4, б) состоит из
следующих элементов: силового корпуса I, замково-стопорного ме­
ханизма II, механизма III электроразъема, пневмооборудования IV,
электрооборудования V.
Силовой корпус I включает в себя силовой каркас 1, направ­
ляющие тракты 2, узлы 3 крепления установки, передний 4 и задний
5 обтекатели. Силовой каркас 1 объединяет все элементы установки
и обеспечивает передачу нагрузок от ракеты к самолету. Направ­
ляющие тракты 2 необходимы для создания направленного движения
ракеты на начальном участке. Узлы 3 крепления установки служат
для силовой связи установки с самолетом. Передний 4 и задний 5
обтекатели способствуют снижению аэродинамического сопротив­
ления при полете самолета.
Замково-стопорный механизм II обеспечивает удержание раке­
ты при транспортировке и позволяет ракете свободно двигаться при
запуске двигателя.
Механизм III электроразъема предназначен для механической
стыковки и расстыковки бортового электроразъема ракеты.
Пневмооборудование IV установки РВ необходимо для снабже­
ния сжатым газом ракеты и установки с целью охлаждения аппара­
туры и приведения в движение пневмоагрегатов.
Электрооборудование V установки РВ состоит их аппаратурно­
го блока (электропускового устройства), обеспечивающего преобра­
231
зование сигналов системы управления вооружением и передачу их в
электросистему ракеты, элементов блокировки, жгутов, соединяю­
щих все электроэлементы.
Авиационная катапультная установка (см. рис. 21.4, в) включает
в себя следующие элементы: силовой корпус I, механизм II принуди­
тельного отделения ракеты, механизм III транспортного крепления,
механизм IV электроразъема, пневмооборудование V, электрообору­
дование VI.
Силовой корпус I, предназначенный для силовой связи ракеты и
самолета, представляет собой каркас 1, в котором монтируются все
необходимые механизмы и аппаратура. В силовой корпус входят уз­
лы 2 крепления установки к самолету, а также передний 3 и задний 4
обтекатели.
Механизм II отделения ракеты состоит из силового привода и
механизма, создающего движение ракеты в направлении, безопасном
для самолета.
Механизм III транспортного крепления ракеты обеспечивает
удержание ракеты и механизма принудительного отделения АКУ в
транспортном положении.
Механизм IV электроразъема служит для ручной стыковки бор­
тового электроразъема при подвеске ракеты и автоматической рас­
стыковки при отделении ракеты.
Пневмооборудование V, как правило, предназначено для обес­
печения работы силового привода механизма принудительного отде­
ления ракеты.
Электрооборудование VI установки обеспечивает электриче­
скую связь электросистем самолета и ракеты, формирование логики
сброса ракеты, необходимые блокировки и дистанционный запуск
ракетного двигателя (блок 5).
§ 21.6. Общие принципы построения
структурно-кинематических схем установок
ракетного вооружения
Структурно-кинематическая схема установки РВ (рис. 21.5) оп­
ределяет характер начального движения ракеты и в конечном счете
влияет на начальные параметры, обеспечивающие безопасные отно­
сительные траектории полета ракеты в окрестности самолета.
232
233
Для пусковых установок единственно возможным направлением
вектора линейной скорости является направление вдоль продольной
оси ракеты, что однозначно определяет выбор структурно-кинема­
тической схемы АПУ.
Анализ возможностей установок для принудительного отделе­
ния показал, что можно выделить следующие основные направления:
• вперед по полету самолета, в направлении продольной оси
ракеты;
• вниз от самолета, в направлении, перпендикулярном про­
дольной оси ракеты;
• назад, против полета самолета, в направлении перпендику­
лярном продольной оси ракеты.
Следовательно, вся область возможных направлений принуди­
тельного отделения ракет может быть разбита тремя основными на­
правлениями на четыре зоны (см. рис. 21.5, а).
Рассмотрим пути реализации этих направлений движения центра
масс ракеты с точки зрения рационального построения кинематических
схем механизмов принудительного отделения установок РВ.
Направление отделения вперед по полету самолета, в направле­
нии продольной оси ракеты, может быть реализовано в АПУ с пря­
молинейными направляющими рельсового типа (см. рис. 2.5, б).
В этом случае вектор относительной скорости Ѵк отделяемой ракеты
направлен вдоль оси по полету самолета, а угол и скорость тангажа
равны нулю.
Совокупность направлений принудительного отделения ракеты,
образующих первую зону, реализуется в АПУ с криволинейными
направляющими (см. рис. 21.5, в).
Вектор относительной скорости ракеты, определяемой по этой
схеме, направлен под некоторым углом к продольной оси ракеты и,
следовательно, имеет составляющие Ѵа и Ѵку, а угол и скорость тан­
гажа равны нулю. Формирование необходимых с точки зрения безо­
пасности отделения начальных значений угла и скорости тангажа на
пикирование возможно путем применения АПУ с комбинированным
вариантом криволинейно-прямолинейных направляющих либо кри­
волинейных направляющих с разными радиусами кривизны (см.
рис. 2.5, в, г). Совокупность направлений первой зоны, обеспечивае­
мых АПУ указанного типа, лежит в пределах а , = 0...300 .
234
Направления отделения, образующие зону II, характерны для
АКУ рычажного типа, в котором выводными элементами являются
шарнирно закрепленные на корпусе поворотные рычаги, выводящие
ракету по полету самолета (см. рис. 2.5, д).
При пуске перемещение штока пневмоцилиндра преобразуется в
совместное поворотное движение выводных рычагов и ракеты, чем
обеспечивается получение линейной скорости Ѵк в центре масс от­
деляемой ракеты. В общем случае вектор Ѵк не перпендикулярен оси
ОХ и имеет проекции
и V . Параметры угла тангажа 9 К и скоро­
сти тангажа со^ на пикирование формируются в данной схеме АКУ
за счет геометрии выводных рычагов. Рациональные границы зоны II
лежат пределах а „ =20...90°.
Принудительное отделение ракеты в направлении, попереч­
ном продольной оси ракеты, присуще АКУ поршневого типа (см.
рис. 21.5, е). В этой схеме выводной механизм обеспечивает по­
ступательное движение, и ракета отделяется с линейной скоро­
стью Ѵк в центре масс. Вектор Ѵк при этом параллелен оси 0 7 свя­
занной системы координат.
Формирование необходимых с точки зрения безопасности отде­
ления угла тангажа 9 К и скорости тангажа со^ на пикирование про­
изводится подбором соотношения толкающих усилий пневмоцилин­
дров и точек их приложения относительно центра масс отделяемой
ракеты.
При соответствующем подборе геометрических размеров меха­
низма принудительного отделения АКУ рычажного типа ракете мо­
жет быть сообщено движение в поперечном направлении, однако
осуществить это значительно труднее, чем в АКУ поршневого типа.
Совокупность направлений, образующих зону III, свойственна
АКУ рычажного типа с движением выводных рычагов против полета
самолета (см. рис. 21.5, ж). При этом формирование начальных па­
раметров в этой схеме аналогично рычажным АКУ для зоны II, а
границами зоны III являются значения а ш = 90... 160°.
Основным преимуществом вышеуказанных рычажных и порш­
невых схем АКУ является вывод ракеты в рациональную с точки
зрения безопасности отделения зону — вниз от самолета-носителя.
235
Зона IV ( a IV =150.. Л 80°) обеспечивается схемами АПУ с отде­
лением ракеты назад, против полета самолета по прямолинейно­
криволинейным направляющим (см. рис. 21.5, з). Формирование на­
чальных параметров при этом производится аналогично схеме АПУ
для зоны I.
Направление принудительного отделения назад, против полета
самолета в направлении продольной оси ракеты, осуществляется в
АПУ с прямолинейными направляющими (см. рис. 21.5, и). При этом
вектор относительной скорости Ѵк направлен против полета самоле­
та вдоль оси ОХ, а параметры углового движения ракеты в плоскости
тангажа относительно самолета-носителя равны нулю. Принципи­
ально это направление имеет существенное преимущество, которое
заключается в совпадении направления действия на ракету силы аэ­
родинамического сопротивления с направлением принудительного
отделения, благодаря чему увеличивается зазор безопасности между
отделяемой ракетой и установкой, а также растет модуль относи­
тельной скорости отделения.
Рассмотренные принципы были положены в основу при созда­
нии современных катапультных установок, в которых применены
поршневые схемы для поперечного отделения ракеты, рычажные
схемы для отделения ракеты под углом к строительной горизонтали
самолета и АПУ с рельсовыми направляющими для создания про­
дольного движения.
§ 21.7. Принципы унификации установок
ракетного вооружения
Рассмотренная в § 21.2 классификация установок РВ показыва­
ет, что они различаются принципом работы, агрегатами, механизма­
ми, присоединительными элементами. Для различных типов самоле­
тов и ракет разработано значительное количество установок РВ,
поэтому большое значение приобретает унификация установок РВ.
Основные принципы унификации установок РВ представлены
на рис. 21.6.
Наиболее желаемым направлением является разработка единой
установки для всех применяемых типов ракет и различных типов са­
молетов. Создание такой установки принципиально возможно, но
236
нецелесообразно из-за большого весового диапазона ракет, разнооб­
разия механических, электрических и пневмогидравлических связей
установки с ракетой и самолетом, что приводит к усложнению, перетяжелению и эксплуатационной непригодности установки.
Направление 1
Направление 2
Направление 3
С ам олеты
различны х типов
С ам олет
одного типа
С амолеты
различны х типов
Унифицированная
установка для
ракет олн ой
в есов ой группы
Ракеты различны х
весовы х групп
Ракеты различны х
весовы х групп по
ном енклатуре
сам олета
Ракеты одной
весовой группы
Рис. 21.6
Представляет интерес создание такой комбинированной уста­
новки, которая позволяет подвесить на один самолет ракеты различ­
ных весовых групп. Применение таких установок дает возможность
оснастить самолет одновременно ракетами различного назначения
без смены установки.
Основным направлением, принятым в настоящее время при раз­
работке установок РВ, является направление создания установок для
ракет одной весовой группы при размещении их на самолетах раз­
личных типов. Это потребовало унификации узлов крепления уста­
новок к самолету, узлов крепления ракет к установке, электро- и
пневморазъемов и других стыковочных элементов.
Дальнейшее совершенствование системы унификации устаноч
вок РВ возможно только при более углубленной работе по унифика­
ции отдельных элементов и их систем.
237
Глава 22. Авиационные пусковые установки
§ 22.1. Особенности узлов силовой конструкции
авиационной пусковой установки и ракеты
Старт ракет с самолетов под действием силы тяги двигателя яв­
ляется одним из самых распространенных способов старта ракет.
Авиационные пусковые установки, в которых использован этот спо­
соб старта ракет, просты по конструкции, имеют малые массу и габа­
ритные размеры, обладают высокой надежностью в работе.
Применение старта с АПУ позволяет достаточно быстро пройти
зону интерференции, поэтому ракета получает сравнительно не­
большие начальные возмущения, что способствует устойчивой рабо­
те системы управления ракетного комплекса.
Основным недостатком такого способа старта ракет с самолета
следует считать неблагоприятное воздействие газовой струи ракет­
ного двигателя на конструкцию установки и самолета, в результате
чего происходит заглохание двигателя самолета, а также нарушается
целостность элементов конструкции. Применение старта с АПУ воз­
можно только при наружном размещении установки РВ, когда гео­
метрически обеспечивается свободное движение ракеты вдоль про­
дольной оси.
Одной из технических трудностей на пути дальнейшего разви­
тия способа старта с АПУ является борьба с большими силами тре­
ния, возникающими в месте контакта ракеты с направляющими трак­
тами
вследствие
действия
больших
аэродинамических
и
инерционных нагрузок в период движения ракеты.
Старт ракеты с АПУ происходит в такой последовательности. По­
сле принятия решения о пуске ракеты оператор нажатием боевой кноп­
ки подает электрический импульс на пиропатрон запуска ракетного
двигателя. Ракетный двигатель, создавая силу тяги, преодолевает силы
сопротивления, разгоняет ракету вдоль продольной оси. В этот период
ракета специальными выступами, которые называются бугелями (или
иногда ползунами), скользит по направляющим трактам установки до
момента прекращения механической связи с установкой.
В исходном транспортном положении ракета в поперечных на­
правлениях удерживается бугелями, а в продольном— замково­
238
стопорным механизмом. В начальный период движения ракеты про­
исходит автоматическая расстыковка бортового разъема электросис­
темы установки и ракеты. В этот же период происходит преодоление
силы сопротивления ЗСМ.
§ 22.2. Бугели ракеты
Варианты крепления ракеты к установке показаны на рис. 22.1.
По количеству точек крепления (бугелей) ракеты к установке
различают двух- (см. рис. 22.1, а, б) и трехбугельное крепления
(см. рис. 22.1, в).
I тип бугелей
с-— э
II тип бугелей ___ _
А=А
Б-Б
Щ тип бугелей
тип бугелей ^ - —5^
239
В первом случае ракета закрепляется на направляющих трактах
посредством двух бугелей. Такое крепление наиболее распростране­
но в силу простоты конструкции. Существенное значение имеет
и статическая определимость этой схемы крепления, которая позво­
ляет легко рассчитать действующие нагрузки в точках контакта раке­
ты с установкой. Двухбугельное крепление ракеты малочувствитель­
но к деформациям корпуса установки, переносам и возможным
защемлениям.
Трехбугельная схема крепления применяется для закрепления
ракет с большим относительным удлинением (отношением длины
ракеты к диаметру) с целью снижения нагрузок на ракету при совме­
стном полете. Такая схема крепления является статически неопреде­
лимой, поэтому она чувствительна к перекосам и деформациям кор­
пуса. При движении ракеты возможны защемления бугелей и
нерасчетные перераспределения нагрузок. Для расчета нагрузок на
бугели ракеты необходимо учитывать жесткость установки и ракеты.
Вследствие этого трехбугельная схема рекомендуется в исключи­
тельных случаях.
По способу отделения бугелей ракеты от установки РВ разли­
чают два типа направляющих трактов: наплавляющие с одновремен­
ным сходом бугелей ракеты (см. рис. 22.1, а) и направляющие с по­
следовательным сходом бугелей ракеты (см. рис. 22.1, б).
В первом случае механическая связь ракеты с установкой пре­
кращается практически мгновенно после направленного движения на
двух бугелях.
Во втором случае после некоторого направленного движения
вначале происходит потеря механической связи переднего бугеля с
установкой и ракета, имея одну точку связи, движется до полной по­
тери связи с установкой.
Первый тип связи позволяет получить минимальные начальные
возмущения при отделении ракеты от установки. (Под начальными
возмущениями понимается угол между положением оси ракеты в
начальный и конечный моменты движения, а также угловые скоро­
сти ракеты в момент отделения.)
С этой точки зрения направляющие первого типа наиболее
предпочтительны. Однако с точки зрения простоты конструкции и
технологичности второй вариант имеет существенные преимущества
перед первым.
240
Выбор варианта направляющих трактов обычно производится на
основе сравнительного расчета по критерию точности пуска.
§ 22.3. Силовые корпуса
авиационной пусковой установки
Корпус АПУ является основным узлом силовой конструкции, ко­
торый объединяет все механизмы установки. В корпусе, как правило,
размещается вся необходимая аппаратура пуска, связи и контроля. При
проектировании силового корпуса АПУ основное внимание уделяют
вопросам прочности, обеспечивая при этом минимальную массу конст­
рукции и высокую технологичность.
Как правило, корпус АПУ выполняется замкнутым, коробчатого
сечения. Исходя из технологических возможностей производства,
корпуса АПУ выполняются сборными из стандартных профилей
(швеллеры, уголки, листы), соединяются эти элементы заклепками
или болтами. Вторым распространенным способом является изготов­
ление корпусов из прессованных профилей.
Более перспективное направление в изготовлении корпусов —
применение цельнопрессованных сварных корпусов из листовых,
литых и прессованных элементов.
На рис. 22.2, a- в представлены современные профили корпусов
АПУ.
Рис. 22.2
Конструктивно с корпусом АПУ тесно связан важный элемент
установки для активного старта — направляющие, по которым раке­
241
та движется при пуске. Как было сказано в § 22.1, ракета соединяется
с направляющими специальными выступами — бугелями.
На рис. 22.3 представлены основные типы бугелей ракет: бугели
с внешними выступами (см. рис. 22.3, а), бугели с внутренними па­
зами (см. рис. 22.3, б), бугель “грибкового” ти п а — “грибок”
(см. рис. 22.3, в).
Возможно любое сочетание бугелей, при этом учитывается не­
обходимое условие — поперечная база бугелей, расположенных
ближе к центру масс ракеты, должна быть большой, чтобы эта пара
бугелей была способна воспринимать крутящий момент.
На рис. 22.3, г, д, е представлены возможные сочетания перед­
него и заднего бугелей. Из этих сочетаний наиболее предпочтитель­
но сочетание, изображенное на рис. 22.3, г.
Форма направляющих АПУ определяется профилем бугелей.
Основные варианты направляющих для характерных форм бугелей
приведены на рис. 22.2.
Для неуправляемых ракет, а в последнее время и для управляе­
мых ракет малого калибра широкое применение находят трубчатые
направляющие. В этом случае внутренняя поверхность трубы может
служить для направления движения ракеты.
В некоторых случаях на внутренней поверхности трубы закреп­
ляются специальные направляющие планки, по которым скользят
штыри, закрепленные на ракете. Геометрические размеры корпуса и
направляющих определяются действующими нагрузками на систему
“установка — ракета”. Наиболее напряженным и ответственным ме­
242
стом является соединение бугеля с направляющей. Нагрузки в этом
соединении определяются нагрузками, действующими на ракету.
§ 22.4. Узлы крепления
авиационной пусковой установки к самолету
Силовая связь АПУ с самолетом осуществляется через специ­
альные узлы. Учитывая, что АПУ — оборудование сменное, одним
из основных требований, которые предъявляются к узлам крепления,
является обеспечение легкосъемности установки.
Вторым требованием, предъявляемым к узлам, следует считать
требование унификации посадочных мест. При проектировании кре­
пления АПУ необходимо обеспечить:
1) простоту и надежность конструкции;
2) статическую и динамическую прочность во всех режимах
эксплуатации;
3) легкосъемностъ;
4) унификацию посадочных мест.
В настоящее время для крепления АПУ к самолетам нашли ши­
рокое применение следующие типы узлов крепления (рис. 22.4):
• двухушковое крепление (см. рис. 22.4, а);
• двухушковое четырехточечное крепление (см. рис. 22.4, б);
• шкворневое крепление (см. рис. 22.4, в);
• крепление с помощью рым-болтов (см. рис. 22.4, г).
Двухушковое крепление АПУ к самолету является наиболее про­
стым и надежным в эксплуатации. Крепление это состоит из двух пар
ушек, закрепленных на самолете, и ответных выступов на установке,
входящих между щек. Ушки и выступы соединены осями. Одна пара
ушек имеет продольный паз для компенсации установочных и тем­
пературных отклонений размеров. Для снятия или закрепления АПУ
на самолете достаточно снять оси.
Недостатком этого типа крепления является наличие зазоров в
местах соединения, а ужесточение посадок ухудшает легкосъемность. Крепление этого типа эффективно только при большой шири­
не установки и небольших поперечных силах и крутящем моменте.
Двухушковое крепление является перспективным типом креп­
ления, поэтому в основу ОСТа на узлы крепления положен этот тип
крепления.
243
А -А
Рис. 22.4
244
Двухушковое четырехточечное крепление является модифика­
цией первой схемы. Вызвано это изменение желанием уменьшить
диаметр соединительных осей за счет увеличения их количества и,
следовательно, уменьшить высоту АЛУ.
В этой схеме осевую нагрузку воспринимает одна передняя ось,
остальные оси воспринимают только вертикальные нагрузки, возни­
кающие при действии поперечных сил и крутящего момента. Эта
схема значительно сложнее первой в изготовлении, а преимущества
от ее применения не столь значительны, поэтому она не рекоменду­
ется для вновь разрабатываемых установок.
Шкворневое крепление широко применяется для высоконагруженных соединений, при этом не требуется увеличения ширины
устройства. Один из шкворней обычно воспринимает осевую на­
грузку, а второй, благодаря продольному пазу, необходимому для
размерной и температурной компенсации, осевую нагрузку не вос­
принимает. Для выборки зазоров в шкворневом соединении приме­
няются размерные разжимные втулки. Ш кворневое крепление вви­
ду сложности конструкции не является перспективным и в новых
разработках не рекомендуется к применению.
Рассмотренные типы узлов позволяют крепить АПУ непосред­
ственно к самолету. Общим недостатком всех этих типов крепления
является невозможность аварийного сбрасывания АПУ с подвешен­
ной ракетой (или одного АПУ), поэтому находит применение способ
крепления через балочный держатель. Такие узлы крепления выпол­
няются аналогично узлам крепления бом бы — в виде двух рымболтов и двух упоров. Один из упоров (обычно передний) восприни­
мает осевую нагрузку, ры м-болты— только вертикальную, второй
у п о р — боковую и вертикальную. Этот способ крепления широко
используется для ракет небольшой массы.
§ 22.5. Основные системы оборудования авиационной
пусковой установки
22.5.1. Пневмосистемы авиационной пусковой установки
В АПУ предусматриваются пневмосистемы, которые предна­
значаются для охлаждения аппаратуры ракеты и самой установки.
245
Необходимость охлаждения аппаратуры ракеты диктуется раз­
личными причинами:
• отвод тепла, возникающего при кинематическом нагреве кон­
струкции;
• отвод тепла, выделяемого работающей аппаратурой;
• охлаждение индикаторных устройств для повышения точно­
сти работы ракеты.
По принципу работы пневмосистемы можно разделить на сле­
дующие виды:
• вентиляционные;
• использующие эффекты дросселирования газа высокого дав­
ления;
• использующие эффект испарения хладагента.
По месту размещения источника энергии пневмосистемы могут
быть автономными и неавтономными. В первом случае источник
энергии размещен на АПУ, во втором — на самолете.
Вентиляционные пневмосистемы обычно используют воздух
низкого давления, отбираемый от турбонагнетателя силовой уста­
новки самолета. На АПУ размещаются трубы и пневморазъемы для
соединения с пневмосистемами самолета и ракеты. Вентиляционные
системы широко применяются для охлаждения ракеты при кинетиче­
ском нагреве и охлаждении отсеков с работающей аппаратурой.
Этот способ охлаждения позволяет снизить температуру на не­
большую величину. Для более глубокого охлаждения применяют
пневмосистемы, использующие эффекты дросселирования газа вы­
сокого давления и испарения хладагента.
Пневмосистема, использующая эффект дросселирования газа
высокого давления, широко практикуется для охлаждения фотосо­
противления головок самонаведения.
Пневмосистемы, в которых используется эффект поглощения
тепла при испарении хладагента, широко применяются для охлаж­
дения отсеков с работающей аппаратурой.
Рассмотрим более подробно систему подачи азота для охлажде­
ния ракеты, подвешенной на АПУ.
В системах пассивного самонаведения используется энергия,
излучаемая самой целью. Наиболее часто применяющийся способ —
наведение по тепловому (инфракрасному) излучению. Его источни­
ком являются в первую очередь выхлопные газы двигателя.
246
Системы инфракрасного наведения рассчитываются обычно
на определенный, сравнительно узкий диапазон длин волн. На­
пример, при температуре выхлопных газов 750 °С наибольшей те­
пловой энергией обладают тепловые лучи, имеющие длину волны
примерно 3 мкм. В качестве индикатора, реагирующего на инфра­
красное излучение, применяются фотосопротивления, которые под
воздействием тепловых лучей значительно меняют электрическое
сопротивление.
Система наведения работает по принципу удержания тока фото­
сопротивления на максимуме. Для повышения чувствительности го­
ловки самонаведения применяется охлаждение фотосопротивления.
Принцип действия системы охлаждения основан на использова­
нии эффекта дросселирования газа высокого давления при его рас­
ширении. Система охлаждения состоит из двух частей. Одна часть
расположена в установке, а другая — в ракете.
В установке смонтирована система подачи азота (рис. 22.5), ко­
торая обеспечивает подвод азота к пневморазъему ракеты. На
рис. 22.5, а представлена принципиальная схема подвода азота для
охлаждения ракеты, на рис. 22.5, б показано размещение элементов
системы внутри корпуса АПУ.
Рис. 22.5
247
В состав системы входят: баллон 5 с установленными на нем за­
рядным клапаном 8, перепускным клапаном 3, фильтром 4, предо­
хранительным клапаном 6 и манометром 7, а также пневмоэлектрок­
лапан 2, трубопровод 10 и пневморазъем 1 (здесь 9 — ракета,
подвешенная на АПУ; 11 — корпус АПУ).
При ввинчивании баллона 5, заряженного азотом, в пневмоэлек­
троклапан 2 открывается перепускной клапан 3 и азот из баллона че­
рез перепускной клапан поступает в пневмоэлектроклапан. Пока не
подается напряжение в обмотку пневмоэлектроклапана, он находится
в исходном положении и закрывает доступ азота на пневморазъем 1.
При подаче напряжения пневмоэлектроклапан 2 срабатывает,
якорь его перемещается и открывает отверстие для прохода азота через
трубопровод 10 на пневморазъем 1. От пневморазъема азот поступает в
микрохолодильник, расположенный около фотосопротивления ГСН.
Давление азота в баллоне контролируется по манометру 7.
При необходимости баллон заправляется азотом до требуемого
давления через зарядный клапан 8 от заправщика. При снятии балло­
на он вместе с перепускным клапаном 3 вывинчивается из пневмо­
электроклапана 2. В этом случае клапан перепускного клапана под
действием пружины перемещается в исходное положение и закрыва­
ет отверстие для прохода азота из баллона.
В качестве хладагента в системе используется технический азот
под давлением 25-29 МПа. Объем баллона обычно составляет 6-8 л.
Для повышения длительности работы системы охлаждения в ка­
честве хладагента вместо азота может быть использована многоком­
понентная газовая: смесь, применение которой на порядок повышает
длительность работы системы охлаждения от одной заправки балло­
на и в несколько раз сокращает время выхода на режим.
22.5.2. Механизмы электроразъемов
авиационной пусковой установки
В период совместного полета ракета и самолет составляют еди­
ную электромеханическую систему. С борта самолета передаются на
ракету команды и информация о захвате цели, а также моменте пус­
ка. С ракеты на борт самолета передаются сигналы о готовности ап­
паратуры к началу работы. Электрические сигналы между самолетом
и ракетой передаются по проводам.
248
В момент начала отделения электрическая цепь должна прерваться
и ракета должна начать автономную работу. Связь электрических цепей
АПУ и ракеты обеспечивается бортовыми разъемами.
При подвеске ракеты производится стыковка разъема и, следо­
вательно, подсоединение цепей ракеты к цепям АПУ. Чаще всего
операция стыковки разъема производится вручную оператором. При
отделении ракеты автоматически производится расстыковка разъема.
В подвешенном состоянии должна обеспечиваться надежная элек­
трическая связь электросистем АПУ и ракеты.
Для выполнения операций подготовки бортового разъема, на­
дежного электрического контакта бортового разъема в совместном
полете и автоматической расстыковки его при отделении ракеты в
АПУ применяются механизмы электроразъемов.
Бортовые разъемы подразделяются на два типа: срезные и от­
рывные (рис. 22.6).
а)
б)
Рис. 22.6
Бортовой разъем срезного типа (см. рис. 22.6, а) представляет
собой две половинки, соединенные между собой впрессованными
токопроводящими штырями, к которым подсоединяются провода
электросистемы самолета и ракеты. Половинки электроразъема вы­
полнены из электроизоляционного материала.
Плоскость разъема размещается на боковой стороне ракеты.
Нижняя половинка разъема закрепляется на ракете, верхняя— вы­
ступает над ракетой. От верхней половинки разъема провода отво­
дятся в виде жгута, подсоединяемого к электросхеме АПУ с помо­
щью штепсельного разъема. В начале движения ракеты в
направлении продольной оси токопроводящие штыри перерезаются
и электрическая связь прекращается. Разъемы этого типа широко
применяются на АПУ для ракет малого калибра.
249
Бортовой разъем отрывного типа (см. рис. 22.6, б) состоит из ро­
зетки, закрепленной на корпусе ракеты, и вилки, размещенной на АПУ.
Плоскость разъема обычно проходит по наружной поверхности
корпуса ракеты. Расстыковка разъема происходит при движении ра­
кеты путем вытаскивания вилки из розетки. Разъем этого типа при­
меняется на АПУ для ракет средней и большой дальности.
В зависимости от типа разъема механизмы электроразъемов вы­
полняются по различным принципиальным схемам. Наиболее широ­
кое распространение получили следующие схемы:
• рычажные механизмы для разъема срезного типа;
• механизмы с продольно-поперечным перемещением для
разъемов отрывного типа.
Механизмы для бортовых разъемов срезного типа по конструк­
тивным особенностям имеют различное исполнение. На рис. 22.7
представлены три широко распространенные схемы механизмов это­
го типа.
Механизм, приведенный на рис. 22.7, а, состоит из рычага 1,
подпружиненного пружиной 3 и вращающегося на оси 2. В передней
части рычага имеется выступ 4, в который нижней кромкой упирает­
ся верхняя часть разъема 6 при движении ракеты. Разъем удержива­
ется в пазах рычага 1 штифтами 7.
В начале движения ракеты по АПУ выбирается зазор “а”, про­
исходит срез штырей разъема и верхняя половина разъема отделяет­
ся от нижней. Рычаг вместе с верхней половинкой разъема откиды­
вается в верхнее положение пружиной 3. Подстыковка разъема к
электросхеме АПУ производится жгутом 5.
На рис. 22.7, б представлен комбинированный механизм для от­
стыковки отрывного разъема, а также разъема срезного типа. Отли­
чительной особенностью механизма является расположение оси
вращения основного рычага впереди разъема, т. е. движение рычага
после отстыковки разъема происходит навстречу движению ракеты.
Механизм среза— отрыва разъема ракеты предназначен для
расстыковки отрывного 8 или срезного 7 разъема ракеты при ее пус­
ке и убирания отстыкованной части разъема внутрь АПУ.
Механизм состоит из кронштейна 1, который надевается на от­
рывной (срезной) разъем. Кронштейн 1 крепится на осях в крон­
штейне 2. Для удержания кронштейна 1 в верхнем положении имеет­
ся пружина 3 и две пружины 4, прикрепленные к заднему плечу
кронштейна 2 и кронштейна 1.
250
251
В боковых стенках кронштейна выполнены овальные пазы 11, в
каждый из которых вставлена подпружиненная защелка 5. Каждая
защелка фиксирует кронштейн 1 на срезном разъеме 7. На отрывном
разъеме 8 кронштейн фиксируется двумя пластинчатыми пружина­
ми 6, закрепленными на боковых стенках кронштейна 1. Подстыков­
ка разъема к электросхеме АПУ производится жгутом 9.
При сходе ракеты со срезным разъемом 7 последний наезжает
на зуб, имеющийся на кронштейне 1, происходит срезание верхней
части разъема 7.
При сходе ракеты с отрывным разъемом 8 штыри верхней части
отрывного разъема, наезжая на упоры 10, создают момент на отры­
вание верхней части разъема.
На рис. 22.7, в показан механизм, который обеспечивает сты­
ковку и срез жгута.
Механизм состоит из подпружиненного рычага 1 для захвата
обоймы 8 срезного устройства электрожгута, соединяющего элек­
троцепь ракеты и АПУ. Здесь 3 — пружина, 4 — ось.
При подвеске ракет вручную поворотом спецключа в оси 5 про­
изводится захват рычага 1 с обоймой 8. При сходе ракеты обойма 8,
удерживаемая рычагом 1, движется по направляющим 10, в резуль­
тате чего жгуты перерезаются ножом 9, находящимся на обойме.
После среза жгута захват рычага 1 вместе с обоймой 8, удержи­
ваемой защелкой 2, под действием усилия пружин 7 откидывается
вверх до упора в кронштейн 6.
На рис. 22.8 представлен механизм с продольно-поперечным
перемещением верхней части отрывного разъема.
Механизмом отрыва разъема предназначен для расстыковки от­
рывного разъема при сходе ракеты и убирания отстыкованной части
разъема внутрь АПУ.
При подвеске ракеты на АПУ ключом поворачивают рычаг 1,
подпружиненный пружинной 9, который, упираясь в каретку 2,
опускает ее в нижнее положение. Затем в направляющие выступы 3
каретки вводят пазы верхнего корпуса 4 отрывного разъема ракеты и
продвигают вперед до упора выступами Г нижнего корпуса 5 отрыв­
ного разъема в два нижних выступа Д каретки.
При пуске продольное движение ракеты передается каретке, ко­
торая двумя выступами Д упирается в выступы Г нижнего корпуса
отрывного разъема ракеты, вследствие чего каретка начинает пере­
252
мещение вверх в пазах Б и В кронштейна 6, отрывая при этом верх­
ний корпус 4 отрывного разъема ракеты.
Усилием пружин 7 и 8 каретка вместе с верхним корпусом 4 от­
рывного разъема удерживается в крайнем верхнем положении, обес­
печивая свободный сход ракеты с АПУ.
В последнее время начали широко применяться устройства с
параллелограммными механизмами вертикального перемещения
разъема, при этом перемещение разъема осуществляется от замково­
стопорного механизма через соединительную тягу. Механизм
(рис. 22.9) состоит из каретки 1, рычагов 2 и 3, образующих паралле­
лограмм. Этим обеспечивается горизонтальное положение каретки
при ее перемещении в вертикальной плоскости. Здесь 6 — электро­
жгут, 12 — ось рычага 3.
Вместе с кареткой 1 в вертикальной плоскости перемещается
электроразъем АПУ, так как его выступы входят в пазы каретки.
При сходе ракеты с АПУ их разъемы расстыковываются, элек­
троразъем АПУ по пазам каретки 1 перемещается вперед, преодоле­
вая усилия пружин 11.
Устройство для фиксации разъема в крайних положениях состо­
ит из внешнего 8 и внутреннего 9 цилиндров, собранных в блок,
трехплечевого рычага 2 и пружины 10.
253
Ограничителем движения вверх является упор 5 на корпусе 4.
Стыковка электроразъемов обеспечивается поворотом оси 13, жестко
связанной с рычагом 2, при помощи ключа.
Расстыковка осуществляется при помощи тяги 7, связанной с
замково-стопорным механизмом.
22.5.3.
Электрооборудование
авиационной пусковой установки
ь
Электрооборудование АПУ является частью комплекса подго­
товки и пуска, состоящего из самолета АПУ и ракеты. Выбор той или
иной электросхемы АПУ обусловлен параметрами питающей сети
самолета, требованиями, предъявляемыми системой управления
оружием, конструктивными особенностями АПУ, температурным
диапазоном работы, сроком службы, а также перечнями разрешен­
ных к применению элементов.
Электрооборудование АПУ обеспечивает:
• транзитную связь для обмена информацией между самолетом
и ракетой;
• преобразование команд и формирование логики пуска;
• работу аппаратуры АПУ.
254
Электрооборудование АПУ должно предусматривать:
• формирование сигнала о наличии ракеты;
• прохождение необходимых команд и питающих напряжений
в определенной последовательности для подготовки ракеты к дейст­
вию, контроль прохождения этих команд;
• подачу команд на запуск внутренней системы электропита­
ния;
• расстопоривание замково-стопорного механизма с выдачей
сигнала на самолет о состоянии замка (открыт — закрыт);
• выдачу команд на запуск силовой установки ракеты.
Кроме того, электрооборудование должно:
• иметь оптимальное количество ступеней предохранения
(блокировок), обеспечивающих необходимую безопасность и в то же
время достаточную надежность при натурных работах;
• обеспечивать безопасность в служебном обращении;
• быть контролепригодным.
Электрооборудование пусковых установок, на которые подве­
шивается несколько ракет, должно также: при готовности всех ракет
осуществлять их работу в заданной последовательности, при него­
товности одной из ракет выбирать готовые к работе, при несрабаты­
вании одной из ракет автоматически обесточивать данную ракету и
переходить на работу с другой ракетой.
Электрооборудование АПУ представляет собой группу механи­
ческих, электротехнических, пневматических, пиротехнических и
электронных устройств, функционально объединенных определен­
ной логической связью и конструктивно размещенных в блоках.
Пример блок-схемы электрооборудования АПУ дан на рис. 22.10.
Назначение блоков электрооборудования приведено ниже.
255
Разъемы стыковки 1, 2, 3, 4, 9 обеспечивают электрическую
связь АПУ с ракетой и самолетом, при этом стыковка АПУ с ракетой
производится с помощью механизма отрывного разъема 8.
Блок 10 защелки (замковый блок, замково-стопорный механизм)
обеспечивает фиксацию ракеты на АПУ. Блок предохранения 5 обес­
печивает разрыв пусковых цепей при наземных работах. Пневмо­
электроклапан 7 обеспечивает управление работой пневмосистемы.
Блок коммутаций 6 обеспечивает управление замковым бло­
ком и переключением режимов работы АПУ, блоки 11, 1 2 — ра­
боту аппаратуры ракеты и по конструктивным соображениям ус­
тановлены в АПУ.
Контрольный разъем 13 предусматривает возможность контроля
электроцепей АПУ как автономно, так и в составе самолета. В раз­
личных типах АПУ состав электрооборудования может отличаться
от приведенного выше.
На рис. 22.11 представлена электросхема одного из типов АПУ со­
вместно с электроцепями самолета и ракеты (транзитные цепи и вто­
ричный источник электропитания не показаны). Работа электрообору­
дования АЛУ происходит в такой последовательности.
При наличии ракеты на АПУ через разъем стыковки ракеты с
АПУ и разъем стыковки АПУ с самолетом на самолет видается сиг­
нал о наличии ракеты, после чего на ракету подаются необходимые
питающие напряжения и команды.
После получения с ракеты команды “3-т” при нахождении само­
лета в разрешенной зоне работы (команда “Др”) с самолета подаются
команды “БК1, “БК2”.
По команде “БК1” напряжение +27 В через диод Д 1, нормально
замкнутые контакты 2-1 реле К2, КЗ поступает на реле КА, К5 раке­
ты, при срабатывании которых осуществляется запуск внутренней
системы электропитания.
После запуска системы электропитания и готовности внутренних
агрегатов ракеты с нее на самолет выдается команда “Готов”.
Обработав полученную информацию, самолет выдает команду
“К.П.”, которая через нормально замкнутые контакты 1-2 реле К\ по­
ступает на обмотки реле К2, КЗ, через нормально замкнутые контакты
2-1 снимается сигнал на запуск системы электропитания, а через нор­
мально замкнутые контакты 2-3 реле К2, КЗ напряжение поступает на
обмотку электромагнита ЭМ ЗСМ.
256
Электромагнит срабатывает и расстопоривает ракету, при этом за­
мыкаются контакты микровыключателей SI, 52, размыкаются нормаль­
но замкнутые контакты 54, снимается сигнал о закрытии замка (33).
Напряжение +27 В “БК2” через диод ДЗ, нормально разомкнутые
контакты 5-6 реле К2, КЗ, нормально разомкнутые контакты микровы­
ключателя £1, контакты микровыключателя S3 предохранительной че­
ки, через контакт ХА 1 подается на обмотки реле Кб, К1 ракеты. На дру­
гие концы обмоток реле Кб, К1 подается “корпус” через контакты
микровыключателя S2 и контакты микровыключателя S4 предохрани­
тельной чеки через контакт ХА2.
При срабатывании реле Кб, К1 запускается силовая установка
ракеты, после чего происходит электрическое разъединение ракеты,
при этом с АПУ и ракеты снимаются сигналы и напряжения, а затем
происходит их физическое разделение.
В случае аварийного режима команды БК1, БК2 подменяются
командами Н.П.1, Н.П.2, команда К.П. не выдается, а реле К2, КЗ
срабатывают через контакты 3-2 реле К \, которое срабатывает по
команде Н.П.2.
257
Дополнительно на ракету выдается команда “Н.П.”, которая
обеспечивает необходимые переключения для данного режима, а в
остальном работа происходит так же, как и в основном режиме.
Глава 23. Воздействие газовой струи ракеты
на установку ракетного вооружения и самолет
§ 23.1. Характеристика факела и газовой струи ракетного
двигателя твердого топлива
При размещении ракет на многоцелевых самолетах необходимо
оценивать влияние струи ракетного двигателя стартующей ракеты на
самолет и АПУ.
При пуске ракеты, несмотря на кратковременность, одновременное
тепловое, эрозионное и химическое воздействие струи ракетного двига­
теля на преграду может приводить к повреждению конструкции само­
лета либо при воздействии на воздухозаборник вызывать неустойчивую
работу его силовой установки.
Влияние струи на конструкцию наблюдается в основном при
старте ракет с рельсовых направляющих АПУ и практически отсут­
ствует при старте с катапультных установок.
С ростом высоты пуска расширяются границы струй, растут диа­
метр и длина факела ракетного двигателя, размеры ядра струи в началь­
ном участке, температура и скорость на оси в сечениях струй. При этом
изменяются и параметры струи, воздействующей на самолет.
В настоящей главе рассмотрены в основном струи ракетных
двигателей на твердом топливе, наиболее широко применяемые в
авиационных ракетах.
Твердые ракетные топлива по химическому составу и методам
производства подразделяют на нитроцеллюлозные (именуемые так­
же баллиститными или коллоидными топливами, а также ракетными
порохами) и смесевые ракетные топлива.
Свойства большинства баллиститных топлив определяют нит­
раты целлюлозы, растворенные в нитроглицерине.
Смесевые твердые топлива являются механическими смесями ми­
неральных окислителей (обычно перхлорат аммония— до 50-80%),
горючих и связующих веществ. Многие смесевые твердые топлива со­
258
держат в виде порошка алюминий от 5 до 20%. Производство смесевых
топлив значительно проще, чем нитроцеллюлозных, и позволяет изго­
тавливать заряды любых размеров.
Характерной особенностью струй РДТТ при использовании как
баллиститных, так и смесевых твердых топлив является наличие фа­
кела догорания. Такое положение связано с тем, что в целях устой­
чивости и безопасности хранения топлива изготавливаются с отрица­
тельным кислородным балансом, поэтому они в двигателях
сжигаются не полностью, и при попадании струи в атмосферу возду­
ха горючие газы (водород Я , и окись углерода СО) догорают.
На участке факельного процесса (участок догорания) происходит
смешение выделившихся в атмосферу горючих газов ( Я 2 + СО и др.) с
воздухом, подогрев смеси (Н 2 + 0 2и СО + 0 2) до температуры вос­
пламенения и догорание смеси. Участок факельного процесса характе­
ризуется высокой температурой (до 2000-2500 °С), большими скоро­
стями движения газов (от -2000 м/с на срезе сопла до -120-200 м/с на
расстоянии 154-20 м от сопла).
Горение факела сопровождается свечением и интенсивным теп­
ловыделением. При использовании металлизированных топлив (в
основном применяется порошок алюминия) свечение дополнительно
вызывается раскаленными частицами окиси алюминия А120 3 разме­
ром от 0,5 до 10 мкм и более как в расплавленном, так и в твердом
состоянии (температура плавления окиси алюминия -2050 °С).
Таким образом, струи на участке факельного процесса, протяжен­
ность которого может составлять до 15-20 м от среза сопла, представ­
ляют собой полидисперсные системы (аэрозоли) с газообразной средой,
твердой и частично жидкой дисперсными фазами.
Сочетание высоких температур и скоростей с наличием твердых
частиц (А 120 3) обусловливает исключительно высокую эрозионную
способность струй РДТТ на металлизированных топливах на участке
факельного процесса. Содержание твердых частиц в струе может
превышать 30%.
Усиление эрозионных свойств струй является оборотной сторо­
ной использования в РДТТ высокоэнергетических металлизирован­
ных топлив.
Рассмотрим структуру газовой струи в спутном воздушном по­
токе (рис. 23.1), состоящую из трех участков: начального, переходно­
го и основного.
259
Отношение п = ра/ р н давления в струе на срезе сопла ( p j к
давлению окружающей атмосферы (рн) называется степенью нерас­
четное™ сопла. При п = 1 сопло и струя называются расчетными,
при п < 1 — перерасширенными, а при п> 1 — недорасширенными.
Практически сопла ракетных двигателей почти всегда работают в
нерасчетаых условиях при пусках в широком диапазоне высот, при пе­
ременном давлении ри . При этом с ростом высоты степень нерасчетности может возрастать до 20-100 и более (рис. 23.2).
Параметры на срезе сопла определяются по следующим соот­
ношениям:
Статическое давление газов на срезе сопла ракетного двигателя
р * = р МК)>
(23Л)
т. е. давление на срезе сопла не связано с давлением атмосферы, а
зависит только от давления в камере сгорания ракетного двигателя и
формы сопла,
где рк — давление в камере сгорания двигателя;
л(Ха) — газодинамическая функция (определяется по таблицам);
А,а = u J a Kf — приведенная скорость газов на срезе сопла;
260
u.d — скорость газов на срезе сопла;
аКф — скорость газов в критическом сечении сопла.
Число Маха на срезе сопла
М. =
N
V
2
ае а + 1
/і
* . - 1 , 2
(23.2)
•
где аеа — показатель адиабаты газов на срезе сопла.
Статическая термодинамическая температура газов на срезе
сопла
(23.3)
где Тк — температура газов в камере сгорания ракетного двигателя;
т(А,а) — газодинамическая функция (определяется по табли­
цам).
261
Скорость газов на срезе сопла
(23.4)
wa = аМ а,
где а — скорость звука на срезе сопла:
a =J^gRX;
(23.5)
g — ускорение свободного падения;
і?а — газовая постоянная на срезе сопла;
Ма — число Маха на срезе сопла.
Степень нерасчетности истечения п широко используется в экс­
периментах и расчетах для характеристики параметров струй, в част­
ности границ струй, размеров ядра в начальном участке струи и др.
В экспериментах с истечением воздуха установлено, что при
степени нерасчетности п> 3...5, как правило, возникает однобочеч­
ная струя (рис. 23.3, а), а при п< 3 — многобочечная струя
(рис. 23.3, б).
а)
б)
8
6
4
2
О
В)
4
8
Рис. 23.3
262
12
1 6
П
На рис. 23.3 обозначено: / — расстояние от среза сопла до цен­
трального скачка уплотнения (“диска Маха”) первой бочки.
На рис. 23.3, в представлена зависимость — = / ( и ) , где d —
диаметр выходного сечения сопла. Длина первой бочки /. Известно, что
/ увеличивается с ростом степени нерасчетности истечения сопла (п), а
также с увеличением скорости газов на срезе сопла — числа Ма.
Бочки в начальном участке струи образуются потому, что струя
расширяется до давления, меньшего атмосферного, затем под действи­
ем атмосферного давления струя сжимается. Такие периоды в однобо­
чечных струях происходят один раз, а в многобочечных — до 4-9 раз.
На начальном участке газовая струя характеризуется резким изменени­
ем скоростей, плотностей, температур и давлений по длине струи.
По результатам наблюдений струй РДТТ на баллиститном топливе
образование факелов происходит на участке после первой бочки.
Основными газодинамическими параметрами, определяющими
газовую струю, истекающую из сопла ракетного двигателя, являются
температура, скорость, давление и плотность.
В настоящее время существует достаточно много различных ме­
тодов расчета основного участка струи. С достаточной для инженер­
ной практики точностью (погрешность менее 10%) дает возможность
рассчитать параметры газовой струи интегральный метод.
Сущность метода заключается в том, что течение в основном уча­
стке струи описывается следующими основными уравнениями:
• баланса тепловой энергии;
• сохранения количества движения;
• состояния
с добавлением к ним уравнения, определяющего эжекционные спо­
собности струи и полученного экспериментальным путем.
Отличительной особенностью этого метода является задание в
какой-либо форме профилей ряда газодинамических параметров или
их комбинаций.
Например, для описания профилей скорости в основном участке
дозвуковой струи любой формы можно пользоваться формулой
Шлихтинга:
(23.6)
263
где ик — скорость спутного потока;
ит — скорость на оси струи;
и — скорость газа в струе на расстоянии у от оси;
у
г\=- ------относительное расстояние от оси струи до точки, двиг
жущейся со скоростью и ;
г — радиус данного сечения струи.
В поперечных сечениях основного участка дозвуковой струи
справедлива следующая зависимость избыточной температуры от
избыточной скорости:
/
\0.8
Т - Тх Н
м
» - Цн
(23.7)
Тm - Т н
\ ип , ~ и н /
Согласно опытным данным в основном участке сверхзвуковой
струи профиль скорости соответствует (23.6), а профиль темпера­
т у р — (23.7), если в него вместо температуры потока Т подставить
температуру торможения Т*:
у * _у*
(23.8)
На рис 23.4 приведены результаты расчета по интегральному
методу профиля скорости и профиля температур факела и газовой
струи, истекающей из ракетного двигателя, для следующих условий
(рк= 110 кг/см 2 — давление в камере РДТТ):
а) высота полета 77= 5000 м, скорость полета М = 0,8 (см.
рис. 23.4, а);
б) высота полета Н= 15 000 м, скорость полета М = 0,8 (см.
рис. 23.4, б).
По оси х отложены расстояния от среза сопла в метрах, по оси у —
радиус струи R в метрах. Условно над осью х изображены граница
струи (изотерма At = 0 °С), изотермы At = Т - Тн= 30 °С; At = 150 °С,
под осью х — граница струи (изотаха Аи
Аи - и - иИ= 30 м/с, Аи = 100 м/с.
= 0 м/с) и изотахи
Кроме того, показаны расчетный контур диффузионного факела
пламени, соответствующий коэффициенту избытка воздуха на оси
264
струи, равному единице: a m—1 (сплошная линия), а также расчет­
ный контур факела, соответствующий a m » 3 (пунктирная линия).
По опытным данным некоторых авторов, степень полноты сгорания
(имеется в виду смесь, при которой процесс горения на 99% закон­
чился) не достигается в свободном пламени до тех пор, пока подме­
шанное количество воздуха не станет в 2-3 раза больше, чем это со­
ответствует стехиометрической смеси, т. e. a =1.
Рис. 23.4
Газовая струя оказывает силовое воздействие на установку РВ в
результате торможения газового потока. Определение полного воз­
действия газовой струи на установку является сложной задачей вви­
ду сложной конфигурации установки.
265
Задача решается путем определения давления, действующего на
плоскости, перпендикулярные потоку газа, а также на плоскости, на­
клоненные к оси потока.
Полученные силы давления на отдельные элементы установки
РВ суммируются, и получается полное силовое воздействие.
При сверхзвуковом течении газовой струи давление на плоскость,
перпендикулярную оси потока, определяется по формуле Рэлея:
2эе
ае-1
ае + 1_____ ае + 1
4эе
2(ае —1) 1
(эг + і)"
(ae + l)" M '
Т Л
х-І
<23'9)
где р — статическое давление газов в потоке до скачка уплотнения,
принимаемое на практике равным давлению невозмущенной
среды;
ж — показатель адиабаты газов;
М — число Маха.
Известно, что
М = Ѵ/а,
где
V — скорость потока газов до скачка уплотнения;
а — скорость звука в рассматриваемой точке струи:
a^yjxgR T;
(23.10)
g — ускорение;
R — газовая постоянная;
Т — абсолютная температура газов в набегающем потоке.
В приближенных расчетах давление на плоскость, перпендику­
лярную оси потока, можно определить по формуле
9 пр
/7 = — ^ M 2sin2p,
(23.11)
ае + 1
где Р — угол наклона скачка уплотнения.
При сверхзвуковом течении газовой струи давление на плос­
кость, расположенную под углом а к направлению потока, опреде­
ляется по формуле
266
Р = КРп
s in 2 а >
( 2 3 .1 2 )
где кс — коэффициент сноса потока, принимаемый равным 0,9.
Учитывая, что размеры АПУ малы по сравнению с размерами
газовых струй, силовое воздействие можно рассчитать по следующей
эмпирической формуле:
Ъ
ѵ—
(23.13)
где п — степень нерасчетности сопла;
Ь — характерный размер установки, например высота;
ѵ — опытный коэффициент, зависящий от формы установки;
р п — тяга двигателя;
с!г — диаметр среза сопла.
При оценке силового воздействия струи в различных точках ус­
тановки РВ необходимо руководствоваться тем, что при любых ско­
ростях струи (и, следовательно, при любых полных давлениях в
струе) давление в точках перпендикулярной преграды не превосхо­
дит 1-2 МПа, так как с ростом скорости струи растут потери давле­
ния в прямом скачке.
С момента включения ракетного двигателя при старте ракеты с
рельсовых направляющих пусковая установка подвергается нагреву
от факела струи.
Методы теоретического расчета теплового воздействия струи на
установку РВ разработаны недостаточно. В основном на практике
пользуются результатами продувок моделей и натурных объектов.
В случае использования в РДТТ факельного топлива, что опре­
деляется по его характеристикам, зная ориентировочно расчетные
размеры факела, можно ограничиться при расчете нагрева установки
РВ только нагревом от факела РДТТ, температура которого состав­
ляет 2000-2500 °С.
Время воздействия факела определяется с учетом координат пе­
ремещения ракеты x , y , z - / ( т) относительно установки РВ.
Если известны осевые перегрузки пх ракеты при старте, то пере­
мещение ракеты по оси х может быть определено по формуле
267
с _ Snxi2
s ~ ~ r ’
(23.14)
где g — ускорение свободного падения;
т — время воздействия факела.
На рис. 23.5 приведена зависимость перемещения ракеты от
времени воздействия факела S = fix ) при различных осевых пере­
грузках пх ракеты.
Ввиду кратковременности воздействия струи (0,3-1 с) установка
РВ не успевает прогреваться на всю толщину. Поэтому задача опре­
деления теплового воздействия струи на установку представляет со­
бой нестационарную задачу теплоотдачи.
В первом приближении задачу можно решить на основании
уравнения распространения тепла вследствие теплопроводности (за­
кон Фурье):
*=
ах
где q — удельный тепловой поток;
268
(23.15)
X — коэффициент теплопроводности;
dt
-------- изменение температуры на единицу длины по направле­
ніе
нию х.
Удельный тепловой поток через плоскую однородную стенку
толщиной 5 , теплопроводностью X при постоянных температурах
?наР и (т на ее поверхностях имеет вид
<7= |( 'н а р - 0 >
(23.16)
X
г д е -------удельная теплопроводность стенки;
8
tmp — температура наружной стенки установки РВ;
tm — температура внутренней стенки установки РВ;
8 — толщина стенки установки.
В продуктах сгорания ракетного топлива содержится ряд хими­
чески агрессивных веществ: пары соляной кислоты, пары хлора
и др., а также твердые частицы в основном окиси алюминия А12Ог.
Эти вещества, обладая высокой температурой и скоростью, оказы­
вают эрозионное и химическое воздействие на установку РВ.
Двухфазный поток с твердыми частицами окиси алюминия (до
30%) при скоростях встречи с преградой в сотни метров в секунду
обладает значительной разрушительной силой и в доли секунды уно­
сит лакокрасочные и гальванические покрытия с деталей, размывает
смоляной слой в стеклопластиках и других композиционных мате­
риалах, создает трещины и кратеры на керамических материалах,
например на головных обтекателях ракет, на соседних точках под­
вески и др.
На оголенных в результате эрозии деталях усиливается химиче­
ское действие продуктов сгорания РДТТ.
Скорость встречи струи с преградой складывается из скорости
самолета и направленной ей навстречу скорости газового потока
струи. Учитывая, что процесс эрозии начинает заметно проявляться
при скоростях встречи частиц с преградой более 100 м/с, отметим,
что скорость самолета вносит значительную долю в скорость встречи
твердых частиц с преградой: при полете на высоте Н= 1 км при
269
М = 0,5 это составит 168 м/с, а при полете на Я = 14 км при
М = 2,2 — 650 м/с.
Наибольшие повреждения от эрозии отмечаются на деталях, по­
падающих в начальный участок струи и факела РДТТ, особенно на
противоположных уступах, передних кромках рулей и крыльев, ры­
чагов и др.
На деталях пусковой установки, примыкающих к соплу РДТТ,
наблюдается, кроме того, образование трудноудалимого слоя окиси
алюминия, напыляемого в расплавленном виде.
Эрозию все чаще признают главным препятствием для эффек­
тивной работы самых разнообразных систем, в том числе и в военной
технике. По аналогии со звуковым и тепловым барьерами вводится
понятие “барьер эрозионный”.
Главным параметром, определяющим скорость эрозии материалов,
является скорость твердых частиц. В большинстве случаев скорость
эрозии возрастает пропорционально скорости частиц в степени от V2
до V3 (рис. 23.6) (показатели степени указаны у отрезков прямых).
В экспериментах установлены и более высокие показатели сте­
пени: б — для стекла, бомбардируемого стальными сферами; 4 —
для фтористого магния MgF2 (один из материалов для обтекателей
тепловых головок ракет), бомбардируемого частицами кварца или
карбида кремния.
Скорость эрозии зависит также от угла падения частиц. Для
пластичных материалов (сталь, алюминий, титан и др.) максимум
скорости эрозии имеет место при угле падения ~20° (рис. 23.7, кри­
вая /), для хрупких материалов (керамики, стекла и др.) — при угле
падения 90° (нормальное падение) (кривая 2).
При эрозии хрупких материалов твердые частицы при их ударе
внедряются в деталь с образованием кратера с сетью кольцевых тре­
щин и выбросом материала путем скалывания.
§ 23.2. Помпаж и самовыключение (заглохание) двигателя
самолета при воздействии газовой струи ракеты
на воздухозаборник самолета
К числу недостатков газотурбинного двигателя (ГТД) самолета
относится потеря газодинамической устойчивости силовой установ270
ки — помпаж при попадании на вход в двигатель газовых струй ра
кет. Помпаж силовой установки всегда сопряжен с уменьшением на
дежности, ресурса двигателя и его систем.
Скорость удара твердых
частиц, м/с
Скорость эрозии
Рис. 23.6
20°
Угол падения, град
Рис. 23.7
271
О помпаже судят по изменению шума, появлению хлопков, толч­
ков и ударов, вибрации самолета, свидетельствующих, что происходит
характерный для помпажа выброс воздуха из компрессора в воздухоза­
борник. При этом растет температура газов на турбине, падают обороты
компрессора и турбины и тяга двигателя. Продолжительная работа на
помпажном режиме вызывает обгорание лопаток турбины, соплового
аппарата и останов двигателя в полете.
Помпаж, связанный с пуском ракет во время воздушного боя,
должен быть практически исключен, так как он уменьшает манев­
ренные возможности самолета.
При возникновении помпажа при пуске ракеты на малой высоте и
скорости полет самолета может закончиться катастрофой из-за падения
тяги двигателя и скорости и, соответственно, падения подъемной силы
крыльев, необходимой для удержания самолета на заданной высоте.
Уровень воздействия струи стартующей ракеты на воздухоза­
борник самолета зависит от многих факторов:
• расположения точек подвески ракет относительно воздухоза­
борника самолета;
• метода старта— с рельсовых направляющих пускового уст­
ройства в направлении оси х с осевой скоростью Ѵх , м/с либо с ката­
пульты с боковой скоростью V , м/с;
• применения в РДТТ бесфакельных либо сильнофакельных
топлив;
• режимов пуска по высоте и скорости самолета (в связи с из­
менением параметров струи);
• углов атаки и скольжения самолета при пуске (углов “броса­
ния”);
• наличия увода ракеты от самолета на начальном участке тра­
ектории.
На рис. 23.8 приведена зависимость скорости полета самолета
от высоты. Внутри области полета, ограниченной точками а, в, с, f е,
плотность воздуха и скоростные напоры изменяются более чем в
10 раз, а углы атаки самолета могут изменяться от отрицательных до
положительных а с = +20...25°. Углы скольжения самолета также мо­
гут изменяться до Рс = З...Ю0.
У ряда двигателей имеются ограничения по устойчивой работе
форсажных (реже основных) камер сгорания. Сущность этих ограни­
272
чений состоит в том, что на больших высотах полета ухудшаются
условия сгорания и качество распыления топлива.
На рис. 23.9 в качестве примера дано совмещение ограничений
по силовой установке и самолету.
273
Максимально допустимые скорости полета (кривая 1) в данном
случае определяются на средних высотах — по максимально допус­
тимому скоростному напору qmm и далее по 7|*тах — максимально
допустимой температуре воздуха на входе в двигатель. Вверху воз­
можная область режимов полета ограничена достижимыми значе­
ниями статического потолка самолета, а слева — минимально допус­
тимой приборной скоростью полета.
Выделена область (кривая 2), где разрешается производить за­
пуск двигателя самолета в полете в случае его вынужденной оста­
новки или выключения.
При старте ракеты с рельсовых направляющих пускового уст­
ройства под положительным углом атаки (например, а р =5... 10°) в
траектории ракеты (рис. 23.10) наблюдается характерная “горка”,
при этом при горизонтальном полете самолета центр тяжести ракеты
смещается выше точки подвески (моменты времени 0,1; 0,2; 0,3; 0,4;
0,5 с.
Соответственно, и струя ракетного двигателя смещается вверх,
при этом в нее могут попадать и крыло, и воздухозаборник, и кабина
летчика (рис. 23.11). Положение усугубляется при наличии у самоле­
та при пуске угла скольжения в неблагоприятную сторону (на
рис. 23.11 при пуске с правого крыла |3С= +(1...3)°). В этом случае
траектория ракеты может пересекать линию движения самолета, при
этом воздействие струи на воздухозаборник будет существенно воз­
растать.
В летных испытаниях самолета с пуском ракет на кромках воз­
духозаборника могут быть установлены термопары, которые показы­
вают изменение температуры на входе воздухозаборника при попа­
дании его в струю ракетного двигателя, как показано на примере
рис. 23.12, где кривые 1-4 соответствуют различным возмущающим
моментам.
274
Необходимо обратить внимание на противоречивое обстоятель­
ство по управлению углом скольжения самолета: угол Рс = -(1...3)°
(см. рис. 23.11), являющийся благоприятным с точки зрения отсутст­
вия воздействия струи стартующей ракеты на воздухозаборник само­
лета, в то же время оказывается неблагоприятным с точки зрения
воздействия струи на головку ракеты на соседней II точке подвески.
При попадании воздухозаборника ГТД самолета в газовую
струю ракетного двигателя с большой скоростью увеличивается тем­
пература набегающего потока, падает плотность воздуха, поступаю­
щего в ГТД, и расход его через двигатель.
Главным фактором является быстро нарастающее по времени
изменение температуры заторможенного потока воздуха Т* на входе
в двигатель (компрессор).
275
На рис. 23.13 показан качественный характер изменения темпе­
ратуры T' на входе в двигатель при пуске ракеты.
Момент времени tx соответствует началу температурного воз­
действия на двигатель, а момент времени /4 — его окончанию. Вре­
мя воздействия может составлять десятые доли секунды, а повыше­
ние температуры — величину порядка ста градусов и более.
Изменение параметров потока по тракту двигателя показывает, что
в начальный период (в диапазоне времени от tx до t2) давление р\ за
компрессором и р\ на входе в компрессор, а также температура Г4* за
турбиной остаются практически неизменными, несмотря на значитель­
ное повышение температуры T ' . Неизменной остается при этом также
степень повышения давления компрессора тс* = р\ / р[ , тогда как при­
веденный расход воздуха
276
10-330
G B.np =
GB
V288’
(23.17)
где т; =ТИ(1 +0,2М 2),
резко падает.
Поэтому рабочая точка на характеристике компрессора
(рис. 23.14) смещается влево в сторону границы устойчивей работы
(из точки 1 в точку 1'). Здесь точки 2, 3, 4 соответствуют нормальной
работе компрессора.
Основным фактором, определяющим степень влияния быстрого
(динамического) возрастания температуры Т/ на запас газодинами­
ческой устойчивости компрессора, является не длительность воздей­
ствия, а интенсивность возрастания температуры по времени, т. е.
величина АТ* / A t . Помпаж компрессора происходит тогда, когда ин­
тенсивность возрастания температуры Т/ по времени достигает бо­
лее 2000-3000 град/с. Это значит, что при времени нарастания тем­
пературы Т/ , равном, например, 0,05 с, критическое (из условия
помпажа компрессора) повышение температуры должно быть при­
мерно 100-150 °С, что вполне достижимо в условиях боевого приме­
нения.
277
Момент времени t2 (см. рис. 23.13) соответствует началу пом­
пажа компрессора. С этого момента резко повышается температура
T' за турбиной и уменьшается частота вращения п ротора двигателя.
Во избежание перегрева и разрушения двигателя летчик должен
выключить его установкой рукоятки управления двигателем (РУД) в
положение СТОП (момент времени t3 на рис. 23.13). Затем в области
разрешенных скоростей и высот полета (см. рис. 23.9) необходимо за­
пустить двигатель в воздухе.
“Заглохание” силовой установки самолета на минимальных скоро­
стях полета в значительной мере обусловлено (при пусках ракет с рель­
совых направляющих) свойственными самолету на этих скоростях
большими углами атаки и скольжения. При неблагоприятном сочетании
углов а “ и р" в момент схода ракеты воздействие струи ракетного дви­
гателя на воздухозаборник может существенно возрасти.
На максимальных скоростях полета преимущественное влияние
оказывает малый запас газодинамической устойчивости компрессора
или воздухозаборника. В указанных областях могут устанавливаться
те или иные ограничения по пуску ракет определенных типов.
Способы борьбы с нарушениями устойчивой работы силовой
установки самолета при пуске ракет можно разбить на две группы.
К первой группе относятся методы кратковременного повыше­
ния запасов устойчивости компрессора непосредственно перед пус­
ком ракет путем его специального регулирования или изменения ре­
жима работы:
• временный перевод двигателя на пониженный режим работы;
• открытие створок реактивного сопла и др.).
К сожалению, все эти методы сопровождаются снижением тяги
двигателя и требуют применения соответствующей техники пилоти­
рования для прицеливания и пуска ракет.
Ко второй группе относятся меры по уменьшению воздействия
струи, среди которых необходимо отметить:
• размещение точек подвески ракет на большом удалении от
воздухозаборника самолета (например, на консолях крыла);
• применение катапультного старта ракеты;
• применение в РДТТ бесфакелъных и малофакелъных топлив.
278
Глава 24. Принципиальные схемы
авиационных катапультных установок
§ 24.1. Основные задачи проектирования
авиационных катапультных установок
Ранее было показано, что при катапультном старте могут быть
выполнены практически все требования нормального отделения и в
первую очередь решены вопросы отделения ракеты от самолета без
увеличения тяги двигателя.
Наряду с отмеченными значительными преимуществами, кото­
рые присущи катапультному старту, следует отметить и основной их
недостаток — большую сложность конструкции и в связи с этим
сравнительно малую надежность при эксплуатации.
К основным задачам, которые необходимо решить при разра­
ботке АКУ, относятся следующие:
• определение рациональных параметров отделения ракеты;
• выбор рациональной кинематической схемы механизма при­
нудительного отделения;
• выбор типа привода для механизма принудительного отде­
ления.
Главной задачей при разработке АКУ является обеспечение тре­
буемых параметров отделения. При назначении параметров отделе­
ния ракеты (вертикальной скорости, угла и угловой скорости по тан­
гажу) необходимо выполнить следующие условия:
1) обеспечить безопасное отделение ракеты с точки зрения несоударения ракеты и самолета;
2) безопасное отделение ракеты должно происходить в зоне, в
которой не происходит заглохания двигателя самолета;
3) начальные параметры движения ракеты должны соответство­
вать заданным требованиям к системе управления ракеты.
Для обеспечения безопасности отделения ракете необходимо
преодолеть всю зону интерференции, которая обычно находится в
пределах 1-2,5 м. Осуществление связанного движения ракеты и ме­
ханизма принудительного отделения АКУ на таком расстоянии пред­
ставляет значительные конструктивные трудности. Поэтому движе­
ние производится на расстояние 0,25-0,4 м, при этом ракете
279
придается линейная скорость 4-6 м/с, за счет которой она преодоле­
вает всю возмущенную зону.
Для обеспечения третьего условия необходимо совместно рас­
смотреть начальные параметры отделения ракеты и возможности
системы управления ракетой.
После анализа этих противоречивых требования обычно уста­
навливаются требования к параметрам отделения ракеты и к аппара­
туре управления ракетой.
На рис. 24.1 приведены характерные траектории движения раке­
ты (здесь /с — длина самолета, / — длина ракеты).
Ѵ/р
Рис. 24.1
Траектория 1 наиболее полно удовлетворяет всем требованиям.
Траектория 2 удовлетворяет условию безопасности, но не удовлетво­
ряет условию незаглохания двигателя самолета. Траектория 3 не
удовлетворяет обоим условиям.
При движении ракеты по траектории 4 видно, что аппаратура
управления ракеты не обеспечивает парирование начальных возму­
щений, поэтому движение ракеты неустойчиво.
Для сравнения на рис. 24.1 показана траектория 5 движения ра­
кеты при пуске с АПУ. Эта траектория не удовлетворяет второму
условию — условию незаглохания двигателя самолета.
280
§ 24.2. Принципиальные схемы авиационных
катапультных установок
Авиационные катапультные установки по направлению движе­
ния ракеты при отделении подразделяются на установки с попереч­
ным и с продольным движением ракеты. В первом случае механизм
принудительного отделения ракеты сообщает ракете скорость, на­
правленную перпендикулярно продольной оси ракеты. Во втором
случае ракете придается линейная скорость в направлении продоль­
ной оси ракеты.
В практике проектирования наибольшее применение в настоя­
щее время нашли установки с поперечным движением ракеты, кото­
рые выполняются по двум кинематическим схемам:
• АКУ с поршневым механизмом принудительного отделения;
• АКУ с рычажным механизмом принудительного отделения.
Рассмотрим и проанализируем основные принципиальные схе­
мы, которые широко распространены при разработке современных
АКУ.
На рис. 24.2 приведена схема АКУ, особенностью которой явля­
ется поршневой механизм принудительного отделения ракеты с од­
носторонним удержанием ракеты в процессе отделения.
Установка включает в себя четыре основных элемента:
• силовой корпус;
• механизм принудительного отделения ракеты;
• силовой привод;
• механизм транспортного крепления ракеты.
Силовой корпус 1 представляет собой металлоконструкцию,
обеспечивающую размещение всех механизмов установки, а также
силовую связь ракеты с самолетом с помощью узлов 2 и 3.
Механизм принудительного отделения ракеты обеспечивает пе­
ремещение ракеты в направлении, перпендикулярном продольной
оси ракеты. Он состоит из двух цилиндров 4 и 5 с поршнями толка­
телей, на которых закреплены ухваты 6 для удержания ракеты 7 в
процессе отделения.
Силовой привод АКУ служит для приведения в движение меха­
низма принудительного отделения ракеты. В зависимости от исполь­
зуемой энергии силовые приводы подразделяются на пневматиче281
ские и пиротехнические. АКУ с пироприводом
рис. 24.2, а, а с пневмоприводом — на рис 24.2, б.
показана
на
Рис. 24.2
Силовой привод включает камеру сгорания 8 (см. рис. 24.2, а) с
пиропатронами 9, распределительное устройство 10, трубопрово­
ды 11, регулировочные дюзы 12, 13, силовые цилиндры 4 и 5 и воз­
вратные пружины 14 и 15.
282
В силовом пневмоприводе (см. рис. 24.2, б) вместо камеры сго­
рания с пиропатронами применяется баллон 8 со сжатым газом и
пневмоэлектроклапаном 9.
Механизм транспортного крепления ракеты предназначен для
закрепления ракеты в период совместного полета. Он состоит из двух
замков 16 и 17 со стопорной кинематикой 18, состоящей из системы
рычагов и тяг, которые образуют механизм, соединенный с поршнем
19 распределительного устройства силового привода.
Принцип работы установки состоит в следующем: при подаче сиг­
нала на отделение ракеты срабатывают пиропатроны 9 (см. рис. 24.2, а)
и образовавшиеся газы из камеры сгорания поступают в распредели­
тельное устройство 10, перемещают поршень 19 и стопорную кинема­
тику, открывая замки механизма транспортного крепления ракеты.
Сжатый газ по трубопроводам поступает в толкатели, которые создают
силы на ухватах 6. Ракета приходит в движение.
На расчетном ходе штока поршней открываются сбросные отвер­
стия, через которые газы стравливаются в атмосферу, после чего штоки
поршней пружинами 14 к 15 втягиваются в транспортное положение, а
пружинами 20 и 21 кинематика стопорения замков приводится в исход­
ное состояние, при этом замки закрываются, а поршень распредели­
тельного устройства приводится в транспортное положение.
Работа АКУ с пневмоприводом (рис. 24.2, б) происходит в такой
же последовательности. Разница заключается в том, что сигнал на
отделение ракеты поступает на пневмоэлектроклапан 9, при сраба­
тывании которого газ из баллона 8 поступает в распределительное
устройство.
Авиационные катапультные установки с поршневым механиз­
мом принудительного отделения ракеты относительно просты по ки­
нематической схеме, а привод принудительного отделения придает
ракете наиболее целесообразное направление движения (перпенди­
кулярно продольной оси ракеты).
Основными недостатками этой схемы АКУ являются:
• значительная податливость толкателей при действии попе­
речного момента, приводящая к значительным колебаниям ракеты
при отделении;
• односторонняя связь толкателей с ракетой в АКУ не гаранти­
рует постоянного контакта с ракетой во всех режимах эксплуатации;
283
• значительный ход принудительного отделения ракеты требу­
ет большой строительной высоты АКУ, что не всегда возможно по
условиям компоновки установки на самолете.
Для устранения отмеченных недостатков было создано АКУ
поршневого типа, приведенное на рис. 24.3.
На рис. 24.3, а показан общий вид АКУ в транспортном положе­
нии, а на рис. 24.3, б — общий вид АКУ при катапультировании.
АКУ выполнено в виде стального силового корпуса 1 сварной
конструкции с передним 2 и задним 3 узлами подвески к самолету.
Внутри силового корпуса 1 расположены выводной механизм, пиро­
технический привод, замково-стопорное устройство для удержания
выводного механизма в транспортном положении и агрегаты пуска
ракеты.
Выводной механизм состоит из неподвижно закрепленных в
корпусе АКУ переднего 4 и заднего 5 вертикальных силовых цилин­
дров с плунжерами 6, 7, имеющими основания 8, 9 для подвески ра­
кеты, связанные с верхней частью силовых цилиндров 4, 5 возврат­
ными пружинами 10,11.
В средней части вертикальные силовые цилиндры 4, 5 снабжены
горизонтально расположенными цилиндрами 12, 13, образующими с
рабочей полостью вертикальных силовых цилиндров 4, 5 единую
полость, предварительно заполненную рабочей жидкостью, и имею­
284
щими поршни 14, 15. Поршни 14, 15 соединены между собой жест­
кой механической связью в виде синхронизирующих тяг 16, 17, свя­
занных шарнирно закрепленным в корпусе 1 АКУ коромыслом 18,
имеющим возвратную пружину 19.
Пиротехнический привод состоит из цилиндра 20, контакти­
рующего с коромыслом 18 и штоком 21, шарнирно закрепленного в
корпусе 1 АКУ и имеющего зафиксированный во внутренней полос­
ти пиропатрон 22. В исходном (транспортном положении) бугели
ракеты зафиксированы на основаниях 8 и 9 специальными замками, а
основания 8 и 9 и плунжеры 6, 7 удерживаются от перемещения вниз
специальным замково-стопорным механизмом (на рисунке не пока­
зано).
Рассматриваемое АКУ работает следующим образом. При подаче
электрического сигнала на поджиг пиропатрона 22 продукты его сгора­
ния образуют избыточное давление в рабочей полости цилиндра 20, и
цилиндр 20 перемещается на величину его рабочего хода, поворачивая
при этом коромысло 18, которое перемещает синхронизирующие тяги
16,17 к связанные с ними поршни 14,15.
При начальном движении синхронизирующие тяги 16, 17 спе­
циальными упорами (на рисунке не показаны) открывают замково­
стопорный механизм и освобождают основания 8 и 9 и плунжеры
б, 7.
При дальнейшем движении поршни 14, 15, вытесняя рабочую
жидкость из своих рабочих полостей, перемещают на величину ра­
бочего хода плунжеры б, 7 и закрепленные на них основания 8, 9.
В конце рабочего хода замки на основаниях 8, 9 освобождают
бугели ракеты и она отделяется от АКУ с требуемыми параметрами.
Дальнейшее движение выводного механизма ограничивается
упором 23, взаимодействующим с ответной частью на коромысле 18.
После остановки подвижных частей выходного механизма АКУ
пружины 10, 11, 19 возвращают их в исходное положение (транс­
портное).
Таким образом, в данном АКУ за счет сокращения хода толка­
телей уменьшена строительная высота, обеспечена жесткая гидроме­
ханическая связь между толкателями и двухсторонняя механическая
связь толкателей и ракеты в процессе отделения.
Недостатком этой схемы является то, что уменьшение хода тол­
кателей приводит (при сохранении скорости отделения) к увеличе­
285
нию линейных перегрузок, однако достигнутый уровень в создании
вибро- и ударостойких электроэлементов позволяет применять рас­
смотренную схему АКУ.
Наряду с рассмотренными поршневыми АКУ широкое распро­
странение получили АКУ рычажного типа. Рассмотрим их основные
схемы.
На рис. 24.4 приведена принципиальная схема авиационной ка­
тапультной установки рычажного типа с однопоршневым пневмо­
приводом (на рис. 24.4, а АКУ находится в транспортном положении,
на рис. 24.4, б — при катапультировании).
Установка состоит из следующих элементов:
• силового корпуса;
• механизма принудительного отделения ракеты;
• силового пневмопривода;
• замкового механизма транспортного крепления ракеты.
Силовой корпус 1 установки является несущей конструкцией, в
которой размещаются все узлы и механизмы установки, в том числе
узлы крепления установки на самолете.
286
Механизм принудительного отделения ракеты предназначается
для придания начального направления и начальной скорости ракете.
Механизм представляет собой шарнирный рычажный четырехзвенник, состоящий из двух несущих рычагов 2 и 3, вращающихся на
осях в корпусе АКУ. Рычаги соединены между собой синхронизирую­
щей тягой 4, расположенной выше осей вращения рычагов.
На заднем рычаге 3 размещен механизм продольного удержания
ракеты в процессе принудительного отделения, который состоит из
стопорного рычага 5 с вилкой на нижнем конце и управляющей тя­
ги 6, соединенной одним концом с верхним концом стопорного ры­
чага 5, другим — с корпусом АКУ.
Ракета от вертикальных и поперечных перемещений удержива­
ется полками рычагов, а от продольного перемещения стопорным
рычагом.
Силовой пневмопривод обеспечивает открытие замкового меха­
низма транспортного крепления ракеты, рабочий ход механизма
принудительного отделения ракеты и возврат его в транспортное по­
ложение. Он состоит из баллона 7 со сжатым газом, пневмоэлектро­
клапана 8, пневмоцилиндра 9 двухстороннего действия и трубопро­
водов 10.
Замковый механизм обеспечивает транспортное закрепление
рычагов 2 и 3 к корпусу 1 установки. Он состоит из двух несущих
крюков 11 и 12, стопорящих рычагов 13 и 14, соединенных между
собой тягой 15. Стопорящий рычат 13 одним концом удерживает
крюк 11, вторым концом находится в зацеплении со штоком пневмо­
цилиндра 9.
Работа АКУ происходит в такой последовательности.
При подаче сигнала на сброс ракеты срабатывает пневмоэлек­
троклапан 8, и сжатый газ из баллона начинает поступать в силовой
пневмоцилиндр 9, поршень которого, связанный с передним рычагом
’, начинает свое движение и вначале поворачивает рычаг 13, отстопоривая несущие крюки 11 и 12, а затем начинается поворот выво­
дящих рычагов 2 и 3 с находящейся на них ракетой.
По мере поворота выводящих рычагов 2 и 3 стопорный рычаг 5
выводит из зацепления с полками рычагов бугели ракеты. На рассчи­
танном угле поворота рычагов 2 и 3 пневмоэлектроклапан 8 отклю­
чает баллон, и воздух из рабочей полости пневмоцилиндра 9 через
дренажное отверстие стравливается в атмосферу.
В этот момент ракета, получив начальную скорость, отделяется
от механизма и продолжает свободное движение. Рычаги под дейст­
вием давления в обратной полости пневмоцилиндра 9 останавлива­
ются и затем возвращаются в транспортное положение.
Ракета при отделении связана с рычагами на всем участке при­
нудительного движения и освобождается от этой связи с рычагами
только в момент отделения от установки. Выводящие рычаги 2 и 3
связаны между собой синхронизирующей тягой 4, образуя шарнир­
ный четырехзвенник. Все эти особенности схемы АКУ позволяют
создать стабильные условия для отделения ракеты, мало подвержен­
ные воздействию внешних нагрузок.
Рассмотренная схема АКУ обеспечивает выполнение всех тре­
бований, однако обладает следующими недостаткам:
• передача усилия от пневмоцилиндра на задний рычаг через
синхронизирующую тягу вызывает значительные перемещения эле­
ментов, что сказывается на точности параметров отделения ракеты;
• коэффициент полезного действия пневмопривода снижается
из-за неиспользования давления газа в баллоне после принудитель­
ного отделения ракеты;
• ракета при отделении кроме вертикальной скорости получает
горизонтальную скорость, что требует запаса энергии пневмопривода.
Первые два недостатка, устраняются в схеме АКУ с двухцилин­
дровым пневмоприводом (рис. 24.5). На рис. 24.5, а АКУ находится в
транспортном положении, на рис. 24.5, б — при катапультировании.
В этой схеме введен второй пневмоцилиндр 16, связанный с
задним рычагом 3, при этом передний пневмноцилиндр 9 выполнен
одностороннего действия, а задний — двухстороннего.
Между пневмоэлектроклапаном 8 и задним пневмоцилиндром
16 введен переключающий золотник 1 7, кинематически связанный с
механизмом принудительного отделения ракеты. При подаче сигнала
на отделение ракеты сжатый газ из баллона 7 поступает в пневмоци­
линдры 9 и 16, при этом вначале от переднего пневмоцилиндра 9 от­
крывается механизм транспортного крепления, а затем осуществля­
ется поворот рычагов 2 и 3 с подвешенной на них ракетой.
На расчетном угле поворота рычагов 2 и 3 стопорный рычаг 5
выводит из зацепления с рычагами бугели ракеты и происходит пе­
реключение золотника 17 в положение, показанное на выноске (см.
рис. 24.5, а). Сжатый газ начинает поступать в возвратную полость
288
заднего пневмоцилиндра 16, а из рабочей полости стравливается в
атмосферу. Остальные элементы — те же, что на рис. 24.4.
Механизм принудительного отделения затормаживается и дви­
жется в обратном направлении до транспортного положения, а раке­
та, получив необходимую линейную скорость, продолжает движение
в направлении цели.
На рис. 24.6 показана принципиальная схема АКУ. На рис. 24.6, а
АКУ находится в транспортном положении, на рис. 24.6, б — при ката­
пультировании.
289
Особенностью этой схемы является размещение силового привода
2 (см. рис. 24.6, а) в корпусе 1 и связь между рычагами 3 и 4.
Механизм принудительного отделения ракеты является также
шарнирным четырехзвенником, но связь между рычагами 3 я 4 вы­
полнена в виде силовой балки 5, расположенной ниже осей вращения
рычагов. На балке 5 в транспортном положении на полозках 9 и 10
закрепляется ракета 11, которая в процессе поворота рычагов 3 и 4
специальным механизмом 12, кинематически связанным с передним
рычагом 3, отделяется в конце рабочего хода механизма принуди­
тельного отделения.
Силовой привод, представляющий собой толкатель 2 двойного
действия, закреплен шарнирно одним концом к хвостовой части пе­
реднего рычага 3, а вторым концом — к передней части заднего ры­
чага 4. Такое закрепление толкателя 2 силового привода позволяет
одновременно производить воздействие на оба рычага механизма
при рабочем ходе и при возврате. Переключение прямого и обратно­
290
го хода производится копиром, контактирующим с золотником тол­
кателя 2. Транспортное крепление механизма принудительного отде­
ления осуществляется крюками б и 7 и тягой 8, соединенной через
рычаги с толкателем 2.
Принцип работы АКУ аналогичен ранее рассмотренным.
Рассмотренные принципиальные схемы АКУ нашли широкое
практическое применение, однако необходимость совершенствования
АКУ привела к созданию новых принципиальных схем.
Катапультная установка (рис. 24.7) отличается от вышерассмот­
ренных неподвижным горизонтальным размещением пневмоприво­
да, шток которого толкателями связан с рычагами принудительного
отделения ракеты. На рис. 24.7, а АКУ находится в транспортном
положении, на рис. 24.7, б — при катапультировании. АКУ этого ти­
па включает в себя: силовой корпус с узлами крепления к самолету,
рычажный механизм принудительного отделения ракеты, силовой
пневмопривод и механизм электро- и пневморазъемов.
Рычажный механизм принудительного отделения ракеты состо­
ит из выводящих рычагов 2 и 3, шарнирно закрепленных в силовом
291
І
корпусе 1, толкателей 4, 5, соединенных между собой синхронизи­
рующей тягой 6, являющейся одновременно штоком силового пнев­
мопривода 7. Концы толкателей 5, 4 расположены в направляющих
8, закрепленных в корпусе 1.
Рычажный механизм в корпусе 1 АКУ удерживается устройством, которое состоит из шарнирно закрепленных в силовом корпусе
1 крюков 9, Ю н стопорящих рычагов 11, 12, связанных между собой
через рычаг управления 13 тягами 14, 15. Крюки 9, 10 и рычаги 11,
12 подпружинены пружинами 16.
Механизм удержания ракеты состоит из кареток 17, шарнирно
закрепленных на выводящих рычагах 2, 3, несущих крюков 18, 19 и
копиров 20, 21, фиксирующих крюки 18, 19 в закрытом положении и
освобождающих их в конце катапультирования.
Силовой пневмопривод 7 является аккумулятором энергии сжа­
того газа и предназначен для расстопоривания замково-стопорной
кинематики, принудительного воздействия на рычажный механизм в
момент катапультирования и возврат его в исходное положение по­
сле отделения груза.
Он состоит из корпуса 22, поршня 23 с выступом 24 и рычага 25,
взаимодействующего с выступом 24, необходимым для расстопорива­
ния замково-стопорного механизма тягами 14, 15 и стопорящими рыча­
гами 11,12, при этом крюки 9 и 10 расстопориваются.
После этого поршень 23, взаимодействуя с синхронизирующей
тягой 6, через толкатели 4, 5 поворачивает выводящие рычаги 2 и 5.
После поворота выводящих рычагов 2, 3 на определенный, угол, со­
ответствующий ходу катапультирования, копиры 20, 21 освобожда­
ют несущие крюки 18, 19, при этом ракета отделяется, а подача на­
пряжения на пневмоэлектроклапан прекращается. Он переключается,
сжатый газ из поршневой полости стравливается в атмосферу, а ос­
тавшийся газ в полости возвращает рычажный механизм в исходное
положение.
На рис. 24.8 приведена принципиальная схема рычажной АКУ, ос­
новной особенностью которой является большой ход принудительного
отделения ракеты (на рис. 24.8, а АКУ находится в транспортном поло­
жении, на рис. 24.8, б — при катапультировании).
Механизм принудительного отделения ракеты состоит из рыча­
гов 1 и 2, которые закреплены на
292корпусе 6 АКУ, причем рычаг 1
закреплен в подвижном ползуне 4, а рычаг 2 — в неподвижном шар­
нире 7.
■*
Между собой рычаги 7 и 2 соединены шарниром 5. На концах
рычагов находятся устройства 8 и 9 для крепления ракеты. В движе­
ние механизм приводится приводом 3 через подвижной ползун 4.
Механизм стопорится в транспортном положении крюками 10 и
11 и стопорной кинематикой 12, связанной приводом 3.
На рис. 24.9 приведена принципиальная схема АКУ, в которой
движение рычагов 2 и 3, закрепленных в корпусе 1 происходит навстре­
чу друг другу (на рис. 24.9, а АКУ находится в транспортном положе­
нии, на рис. 24.9, б — при катапультировании). Связь между рычагами 2
293
и 3 обеспечивается кулисой 4. Привод 7 размещен между верхними
концами 5 и 6 несущих рычагов 2 и 3. Остальные элементы схемы ана­
логичны ранее рассмотренным АКУ.
Рассматриваемая схема позволяет резко сократить длину АКУ.
г®,
^
Рис. 24.9
294
Глава 25. Основные принципиальные схемы
силовых приводов авиационной катапультной
установки
Главным функциональным элементом АКУ является силовой
привод, обеспечивающий движение механизма принудительного от­
деления ракеты. Силовой привод АКУ обеспечивает выполнение
следующих операций:
• открытие механизма транспортного крепления ракеты;
• рабочий ход (принудительное перенесение ракеты);
• торможение механизма принудительного отделения ракеты в
крайнем нижнем положении;
• возврат механизма принудительного отделения в транспорт­
ное положение;
• закрытие механизма принудительного отдаления в транс­
портном положении.
Для выполнения этих операций в состав привода АКУ включа­
ются следующие элементы:
• источник энергии;
• органы управления;
• система передачи энергии;
• исполнительные органы.
В авиационных катапультных установках по виду используемой
энергии широко применяются пневматические и пиротехнические
приводы. В пневматических приводах используется энергия сжатого
газа, заключенного в баллоны; в пиротехнических — энергия горяче­
го газа, который образуется при сгорании топлива (пороха) в камере
небольшого объема.
Использование других видов энергии (электрической, энергии
сжатой пружины, кинетической энергии вращающегося маховика и
др.) пока не нашли практического применения в приводах АКУ.
Пневматические приводы, применяемые в АКУ, являются авто­
номными и, как правило, обеспечивают выполнение одной операции
по принудительному отделению. Автономность привода определяет
наличие специального источника энергии в виде баллона со сжатым
газом, заполнение которого производится после выполнения опера­
ции по принудительному отделению.
295
Широкое применение пневматических приводов в АКУ объяс­
няется их надежностью, быстродействием, большой энергоотдачей,
простотой конструкции, простотой эксплуатации.
К недостаткам пневматических приводов относятся неизбежные
утечки газа из системы, что значительно снижает КПД привода.
Вследствие сжимаемости газа пневмоприводы не всегда обеспечи­
вают необходимую плавность хода, что влияет на параметры отделе­
ния ракеты от АКУ.
Пневматический привод АКУ представляет собой совокупность
взаимосвязанных пневматических устройств, обеспечивающих за­
данное движение механизма принудительного отделения ракеты. Эти
пневматические устройства по своему функциональному назначению
подразделяются на следующие группы: исполнительные устройства,
управляющие устройства, распределительные устройства.
Исполнительные устройства предназначены для преобразования
энергии сжатого газа в механическую движения механизма принуди­
тельного отделения ракеты. Исполнительными устройствами приво­
дов АКУ являются поршневые пневмоцилиндры с возвратно­
поступательным движением.
Пневмоцилиндры бывают двустороннего действия, в которых сжа­
тый газ подается в обе полости, и одностороннего действия, в которых
сжатый газ подается только в одну полость. В этом случае движение
поршня в обратную сторону может осуществляться силой пружины.
В исполнительных устройствах пневмоприводов осуществляется
взаимодействие механического элемента с пневматическим (сжатым
газом), в результате чего в общем случае меняются как пневматические,
так и кинематические параметры. К пневматическим параметрам отно­
сятся давление, температура, удельная плотность и расход газа, к кине­
матическим — перемещение, скорость и ускорение поршня.
Управляющие устройства предназначены для обеспечения нача­
ла работы и заданной последовательности перемещения механизма
принудительного отделения ракеты. В качестве управляющих уст­
ройств в пневмоприводах АКУ находят широкое применение пнев­
моэлектроклапаны высокого давления с большими проходными се­
чениями. Реже применяются пироклапаны.
Распределительные устройства предназначены для направления
потоков сжатого газа от источника энергии в рабочие цилиндры испол­
нительных устройств и из рабочих цилиндров в атмосферу.
296
Транспортировка сжатого газа производится по трубопроводам, а
переключение подачи газа из рабочей полости пневмоцилиндра в воз­
вратную, а также сброс газа из рабочей полости в атмосферу осущест­
вляются специальными золотниковыми устройствами. Управление
золотниками обычно механическое. Регулирование количества пода­
ваемого газа в исполнительные устройства осуществляется дюзами.
Пиротехнические приводы АКУ состоят из следующих уст­
ройств: пиропатрона, камеры сгорания, управляющего, распредели­
тельного и исполнительного устройств.
Основным отличием этих приводов от пневматических является
наличие первых двух элементов (пиропатрона и камеры сгорания).
Пиропатрон представляет собой устройство для хранения, вос­
пламенения и сгорания высококалорийного топлива (пороха). Горячие
газы сгоревшего топлива пиропатрона попадают в камеру сгорания,
которая имеет небольшой объем, поэтому давление газов становится
большим.
Таким образом, пиропатрон с камерой сгорания является источ­
ником энергии привода (аналогично баллону со сжатым газом пнев­
мопривода).
Остальные элементы пиротехнического привода по своим
функциям аналогичны элементам пневматических приводов.
Основным преимуществом пиротехнического привода является
его компактность, простота конструкции, малые масса и габаритные
размеры.
К недостаткам этого привода следует отнести необходимость
очистки элементов привода от продуктов сгорания топлива, что яв­
ляется эксплуатационной трудностью.
Особенностью работы пиротехнического привода является вы­
сокая температура газов, что приводит к нагреву конструкции при­
вода, а охлаждение газа в процессе работы привода приводит к
ухудшению его энергетических характеристик.
Рассмотрим основные принципиальные схемы силовых приво­
дов, применяемых в АКУ. Силовые приводы АКУ тесно связаны с
механизмом принудительного отделения ракет, и поэтому принципи­
альная схема привода определяется в большей степени схемой АКУ,
а в некоторых случаях элементы привода являются элементами при­
нудительного отделения.
297
Пневматический привод АКУ, показанный на рис. 24.2, б, со­
стоит из баллона 8, пневмоэлектроклапана 9, распределительного
устройства 10, дюз 12, 13, трубопроводов 22, пневмоцилиндров 4,
5 и возвратных пружин 14, 15. Поршни пневмоцилиндров 6 одно­
временно являю тся частью механизма принудительного отделения
изделия.
Баллон представляет собой сосуд высокого давления, изготов­
ленный из высокопрочного материала. Форма баллона цилиндриче­
ская, сферическая и комбинированная. Распределительное устройст­
во выполнено в виде поршневого золотника с разнесенными по
длине входными отверстиями.
Пневмоэлектроклапан является основным управляющим эле­
ментом привода. Он предназначен для открытия пневмомагистрали
подвода воздуха из баллона в пневмоцилиндр в момент начала ката­
пультирования ракеты и закрытия этой магистрали после окончания
процесса катапультирования.
Пневмоэлектроклапан состоит из трех основных узлов: пневмо­
клапана, разгрузочного клапана и электромагнита. Пневмоэлектро­
клапан (рис. 25.1) состоит из корпуса 1, клапана 4, штуцера 2, порш­
ня 20, упора 18, гаек 3 и 17. Штуцер 2, поршень 20 и упор 18 уплотнены
внутри корпуса резиновыми кольцами и защитными шайбами.
Разгрузочный клапан предназначен для управления перемеще­
нием клапана 4. Разгрузочный клапан состоит из клапана 5, седла 15,
пружины 16 и штока 9. Седло 15 уплотнено внутри корпуса 1 рези­
новым кольцом и прокладкой.
Электромагнит 11 служит для управления разгрузочным клапа­
ном, а следовательно, и пневмоклапаном. Электромагнит состоит из
катушки 7, якоря 8, регулировочного винта 10, пылезащитного коль­
ца б и накидной гайки 14, которой электромагнит крепится к корпусу
1. Электромагнит закрывается крышкой 13, которая крепится винта­
ми 12. Винты контрятся проволокой и пломбируются. Открывание и
закрывание пневмомагистрали осуществляется клапаном 4.
Кольца, установленные на поршне 20, препятствуют протека­
нию воздуха из полости “ а” в дренажную полость по зазору между
поршнем и корпусом. Полость “а ” закрыта упором 18, который уп­
лотнен в корпусе резиновым кольцом и крепится гайкой 17. Упор
служит опорой для пружины 19.
298
12
Разгрузочный клапан смонтирован внутри штуцера, к которому
накидной гайкой 14 крепится электромагнит 11. Разгрузочный кла­
пан 5 прижимается пружиной 16 к седлу 15 своей конической ча­
стью, разобщая полость “а ” с атмосферой и соединяя эту полость со
входом пневмоэлектроклапана.
299
При включении электромагнита разгрузочный клапан 5, связан­
ный через шток 9 с якорем 8, перемешается, прижимаясь торцом к
седлу корпуса 1, и отделяет вход пневмоэлектроклапана от полости
“а ” . Полость “а ” через дренажные отверстия в электромагните со­
единяется с атмосферой. Дренажные отверстия защищены пылеза­
щитным кольцом 6 от попадания пыли и влаги.
Пневмомагистраль перекрывается клапаном 4, который прижи­
мается к седлу штуцера 2 пружиной 19 и силой давления воздуха со
стороны полости “а ” . Пневмоэлектроклапан открывается и закрыва­
ется в результате перераспределения сил давления, действующих на
клапан 4. Для перераспределения сил служит разгрузочный клапан 5,
управляемый электромагнитом 11.
Пневмоэлектроклапан имеет нормально закрытое исполнение с
дренажем: при обесточенном электромагните магистраль перекрыта
(выход соединен с дренажем), а при включенном — открыта.
При обесточенном электромагните и подведенном на вход дав­
лении воздуха разгрузочный клапан 5 силой пружины 16 и давлени­
ем сжатого воздуха прижимается своей конической частью к седлу
15, открывая доступ сжатому воздуху из входной полости в полость
“а ”. Клапан 4 поршнем 20, на который действуют сила пружины 19 и
неуравновешенное давление сжатого воздуха, прижимается к седлу
штуцера 2, перекрывая проход воздуха в выходную полость. Воздух
из выходной полости стравливается в дренаж.
При включенном электромагните катушка 7 притягивает якорь
8. Вместе с якорем движется шток 9, через который усилие, разви­
ваемое электромагнитом, передается на разгрузочный клапан 5. Раз­
грузочный клапан перемещается, сжимая пружину 16, и своим тор­
цом прижимается к седлу корпуса 1. При этом электромагнитной
силе приходится преодолевать не только силу пружины 16, но и силу
давления воздуха.
Воздух из полости “а” стравливается в атмосферу через дренаж­
ные отверстия в электромагните. Силой давления сжатого воздуха со
стороны входного штуцера 2 клапан 4, преодолевая усилие пружины
19, перемещается вместе с поршнем 20 и, освобождая проход возду­
ха к выходному штуцеру, прижимается к седлу корпуса 1, прекращая
дренажирование воздуха из выходной магистрали.
Работа привода происходит в такой последовательности: при
подаче сигнала на пуск ракеты срабатывает электроклапан 9 (см.
300
рис. 24.2, б), сжатый газ из баллона 8 по трубопроводам 22 поступает
в распределительное устройство 3 и, воздействуя на поршень 19, пе­
ремещает его в крайнее правое положение. При этом с помощью свя­
занных с поршнем 19 рычагов снимается транспортная блокировка
замков крепления ракеты, и сжатый газ из баллона начинает посту­
пать в пневмоцилиндры 4 и 5.
Воздействуя силой давления на поршни, штоки б перемещаются
вниз, отделяя ракету от корпуса АКУ.
В нижнем положении штоков после отключения пневмоэлек­
троклапана через дренажное отверстие газ из пневмоцилиндров
стравливается в атмосферу, и пружины 14 и 15 возвращают штоки в
исходное положение, а пружины 20 и 21 — поршень 19 распредели­
тельного устройства.
Регулировка подачи необходимого количества газа производит­
ся дюзами 12 и 13, устанавливаемыми перед входом газа в пневмо­
цилиндр.
Пиротехнический привод АКУ (см. рис. 24.2, а) состоит из пи­
рокамеры 8 с устанавливаемыми в ней пиропатронами 9, распреде­
лительного устройства 10, трубопровода 11, дюз 12 и 13, цилиндров
4 и 5 и возвратных пружин 14 и 15.
Схема этого привода принципиально отличается от схемы
пневматического только наличием пирокамеры с пиропатроном.
Много общего и в работе привода. Работа его происходит в сле­
дующем порядке: при подаче электрического сигнала на пуск ракеты
воспламеняются пиропатроны 9, и их топливо превращается в горя­
чий газ, заключенный в пирокамере 8, из которой он поступает в
распределительное устройство 10, перемещая поршень 19. Дальней­
шая работа привода аналогична работе рассмотренного выше пнев­
мопривода.
Главным элементом пиротехнического привода являются пиро­
патроны, поэтому рассмотрим их более подробно.
Различают пиропатроны, в которых топливо выполнено в виде
трубок (рис. 25.2) и в виде зерен небольшого размера (рис. 25.3). Вопервых, происходит послойное горение топлива, растянутое по вре­
мени, во-вторых, топливо сгорает практически мгновенно.
Пиропатрон (см. рис. 25.2) состоит из следующих основных
элементов: гильзы 1 основного заряда 2, воспламенителя (петарды) 3,
электровоспламенителя 4, крышки 5, прокладки 6, колосниковой ре301
шетки 7, пружинного кольца 8, резинового кольца 9. Для фиксации
заряда кромка гильзы завальцовывается. Герметичность пиропатрона
обеспечивается плотным обжатием резинового кольца 9.
Рис. 25.3
Аналогично устроен пиропатрон с топливом в виде зерен (см.
рис. 25.3).
Пиропатрон также состоит из гильзы 1, основного заряда 2, колос­
никовой решетки 6, пружинного кольца 7, резинового кольца 8.
При срабатывании электровоспламенителя 4 загорается воспла­
менитель 3 а затем основной заряд 2. По достижении определенного
давления выбивается крышка 5 и газ поступает в рабочую полость
привода.
302
Топливо, применяемое в пиропатронах, выполняет две функции:
является источником рабочего тела в виде газообразных продуктов
реакции горения и источником энергии в виде тепла, выделяемого
при горении. Топлива бывают двухосновные и смесевые.
Основные компоненты первой группы топлив (окислитель и го­
рючее) входят в структуру одной молекулы. Основой структуры этих
топлив является нитроклетчатка, которая смешивается с растворите­
лем. Растворители нитроклетчатки подразделяются на летучие и
труднолетучие. На летучем растворителе изготовляют пироксилино­
вые пороха. Топлива (пороха), изготовляемые на основе труднолету­
чих растворителей, называют баллиститными.
Смесевые топлива представляют собой механическую смесь
тонко измельченного минерального окислителя и органического го­
рючего-связки. Использование смесевых топлив значительно расши­
рило возможности энергетических характеристик твердых топлив за
счет увеличения их кислородного баланса путем изменения соотно­
шения горючего и окислителя.
На рис. 25.4 представлена принципиальная схема одноцилинд­
рового пневмопривода для АКУ, показанной на рис. 24.4.
Вход
Рис. 25.4
Пневмопривод состоит из баллона 1, пневмоэлектроклапана 2,
пневмоцилиндра 3 двустороннего действия, шток которого соединен с
передним рычагом 4 механизма принудительного отделения ракеты.
303
Баллон 1, пневмоэлектроклапан 2 и пневмоцилицдр 3 соединя­
ются между собой трубопроводами 5 и 6. Баллон 1 и обратная по­
лость пневмоцилиндра 3 перед работой привода заполняются сжа­
тым воздухом.
Работа привода показана на рис. 25.5, где а — транспортное по­
ложение: б — открытие замков транспортного крепления; в — рабо­
чих ход; г — обратный ход.
При подаче электрического сигнала на обмотку электромагни­
та 7 (см. рис. 25.4) открывается клапан 8 и воздух по каналам посту­
пает под поршень 9, открывая клапан 10, после чего воздух начинает
поступать в выходную магистраль (трубопровод 6) под поршень
пневмоцилиндра 3.
304
Ш ток поршня, связанный с рычагом 4 механизма принудитель­
ного отделения, перемещается на величину паза, тем самым откры­
вая замки транспортного крепления (см. рис. 25.5, б).
После открытия замков начинается рабочий ход привода
(см. рис. 25.5, в), при котором производится операция по принуди­
тельному отделению ракеты. В конце рабочего хода отключается
пневмоэлектроклапан 2 (см. рис. 25.4), и воздух через дренажное от­
верстие из рабочей полости пневмоцилиндра стравливается в атмо­
сферу. Под воздействием сжатого газа в обратной полости шток с
поршнем приходят в транспортное положение (см. рис. 25.5, г).
Двухцилиндровый пневмопривод для АКУ, приведенный на
рис. 24.5, имеет следующие отличительные особенности:
• наличие двух пневмоцилиндров, соединенных с передним и
задним рычагами;
• использование для возврата механизма принудительного от­
деления в исходное положение заднего пневмоцилиндра;
• использование для возврата энергии сжатого газа, оставшего­
ся в баллоне после отделения ракеты;
• применение поворотного золотника для переключения пода­
чи газа из баллона в рабочую полость пневмоцилиндра, сброса его и
наполнения газом возвратной полости.
Двухцилиндровый пневмопривод позволяет увеличить скорость
движения механизма принудительного отделения, а использование
сжатого воздуха, оставшегося в баллоне после катапультирования
для обратного хода, — увеличить коэффициент полезного действия
привода.
Устройство и работа привода не отличаются от рассмотренного
выше одноцилиндрового пневмопривода.
На рис. 25.6 приведен пиротехнический привод АКУ (где а —
рабочий ход привода; б — обратный ход привода), представленный
на рис. 24.6.
Привод состоит из корпуса 3, штока 5 с поршнем, полостей 4 и
б. Корпус 3 шарнирно закрепляется к переднему рычагу АКУ, а
шток 5 — к заднему рычагу. Внутри штока размещен золотниковый
переключатель 2 с камерой сгорания 1. В камере сгорания устанав­
ливается пиропатрон 10, закрепленный байонетным затвором. Каме­
ра сгорания соединяется с рабочей полостью через дюзу 8. После пе­
реключения золотника камера сгорания соединяется с возвратной
полостью 9, а рабочая полость в это время соединяется с атмосферой.
305
Рассмотрим работу привода. При подаче электрического им­
пульса на сброс ракеты срабатывает пиропатрон 10. В камере сгора­
ния образуются газы, которые при высоком давлении через дюзу 8 и
отверстия 7 поступают в рабочую полость, поршень со штоком 5 пе­
ремещается на расстояние, необходимое для открытия замков транс­
портного стопорения, а затем приводят механизм принудительного
отделения ракеты в движение.
На расчетном угле поворота рычагов копир, удерживающий зо­
лотниковый переключатель, рассоединяется, и золотник переходит в
нижнее положение (см. рис. 25.6, б). При этом газ из камеры сгорания
через отверстия поступает в возвратную полость цилиндра, а газ из ра­
бочей полости стравливается в атмосферу. Давлением газа в возвратной
полости цилиндра поршень со штоком вначале останавливается, а затем
возвращается в исходное положение, приводя механизм принудитель­
ного отделения ракеты в транспортное положение.
Рассмотренный пиротехнический привод обеспечивает выпол­
нение рабочих функций, однако обладает существенным эксплуата­
ционным недостатком: продукты сгорания пороха сильно загрязняют
рабочие поверхности, и требуется много времени на чистку.
Дальнейшее развитие АКУ привело к созданию ряда других
приводов, которые рассмотрены ниже.
306
Силовой пиротехнический привод (рис. 25.7) представляет со­
бой пиротолкателъ, снаряженный двумя пиропатронами. Первый пи­
ропатрон большой мощности используется для обеспечения рабочего
хода рычажного механизма; второй пиропатрон меньшей мощно­
сти — для возврата рычажного механизма в исходное положение по
окончании хода катапультирования.
Пиротолкатель состоит из корпуса 7, цилиндра 2, поршня 3, ка­
меры 4 и скобы 5.
В корпусе 1 устанавливаются пиропатрон 9 (закрепляется гай­
кой 7), а также дроссельная шайба. Через отверстие в дюзе 8 страв­
ливаются горячие газы, образующиеся при срабатывании пиропатро­
на. В передней части корпуса установлена камера 4 для второго
пиропатрона 10 с затвором 77 и дюза 6, обеспечивающие возврат в
исходное положение рычажного механизма по окончании хода ката­
пультирования.
Работа пиротолкателя происходит в следующем порядке.
В момент начала катапультирования на первый пиропатрон, ус­
тановленный в корпусе 7, поступает электрический импульс. Пиро­
патрон срабатывает, и под давлением образовавшихся при этом го­
рячих газов поршень 3 перемещается вправо. Движение поршня
через скобу 5 передается на рычажный механизм.
По окончании хода катапультирования с задержкой, за время
которой происходит стравливание давления из полости рабочего хо­
да через дюзу 8 в атмосферу, подается электрический импульс на
307
второй пиропатрон. Пиропатрон срабатывает, и под давлением обра­
зовавшихся при этом горячих газов поршень 3 перемещается влево,
возвращая рычажный механизм в исходное положение.
Более совершенным является комбинированный силовой привод
с встроенным клапаном, приведенный на рис. 25.8а, б, в.
Отличительной особенностью данного силового привода явля­
ется размещение емкости с рабочим телом (баллон) и электроклапана
во внутренней полости штока-поршня пневмоцилиндра, что позволя­
ет уменьшить габаритные размеры и вес пневмосистемы за счет по­
лучения единого силового агрегата.
Силовой привод обеспечивает прямой ход поршня и возврат в
исходное положение.
На рис. 25.8а приведено исходное положение силового привода,
а на рис. 25.86 и рис. 25.8в показана его работа при прямом и обрат­
ном ходе поршня соответственно.
Силовой привод АКУ состоит из корпуса 7, крышки 2 с управ­
ляющей иглой 3, которая с отверстием в патрубке 4 образует кольце­
вой зазор 5. Внутри корпуса 1 размещен пустотелый шток б с порш­
нем, имеющий полость 7, отверстия 8, соединяющие полость 7 с
подпоршневой полостью 9 и встроенный электроклапан 10. Между
крышкой 2 и штоком б с поршнем имеется надпоршневая полость 11.
Электроклапан 10 состоит из крышки 12, электромагнита 13 с яко­
рем 14, зарядной трубки 15, седла 16, пружины 17, корпуса 18 с седлами
19 и 20, пружины 21, клапанов 22, 23, патрубка 4. Электроклапан 10
имеет полости 24, 25, 26, 27, 28, отверстия 29, 30, 31, 32, 33, 34.
Надпоршневая полость 11 через патрубок 4 отверстия 33, 29,
полость 26 и 27 связана с атмосферой. Клапан 23 под действием
пружины 21 и силы давления газа, имеющегося в полости 28, прижат
к седлу 19 корпуса 18, а якорь 14 электромагнита 13 прижат пружи­
ной 17 и силой давления газа, имеющегося в полости 24 к седлу 16.
Открытие и закрытие электроклапана 10 происходит в результа­
те перераспределения сил давления, действующих на клапаны 22, 23.
Для перераспределения сил служит якорь 14, управляемый электро­
магнитом 13.
Силовой привод работает следующим образом. В исходном по­
ложении при обесточенном электромагните 13 сжатый газ, заряжен­
ный в силовой привод через трубку 15, находится в полости 7 штока
б, подпоршневой полости 9, полостях 24, 28 электроклапана 10. При
включении электромагнита 13, что соответствует открытому поло308
309
Рис. 25.8а
Рис. 25.86
Рис. 25.8в
жению электроклапана 10, якорь 14, втягиваясь внутрь магнитопро­
вода, преодолевает силу давления газа вокруг него, сжимает пружи­
ну 77 и открывает отверстие 30 в седле 76.
Сжатый газ из полости 24 и сообщающейся с ней через отвер­
стия 31 и 32 полости 7 штока 6 поступает через отверстие 30 в по­
лость 25, при этом клапан 22 неуравновешенным давлением газа
прижимается к седлу 20 корпуса 18, перекрывая связь подпоршневой
полости 77 с атмосферой, а клапан 23 открывается.
Газ из полости 28 и сообщающейся с ней через отверстия 32 по­
лости 7 штока 6 поступает через полость 26, отверстия 33, патрубок
4, кольцевой зазор 5 в надпоршневую полость 77.
За счет дросселирования газа кольцевым зазором 5 происходит
медленный рост давления в надпоршневой полости 77, что обуслов­
ливает плавное перемещение штока 6 с поршнем на участке раскры­
тия стопорного устройства АКУ.
После выхода управляющей иглы 3 из отверстия патрубка 4, что
соответствует полному открытию стопорного устройства, происходит
быстрый рост давления в надпоршневой полости 77, и осуществляется
прямой ход поршня. Находящийся в подпоршневой полости 9 газ сжи­
мается, осуществляя демпфирование. Одновременно часть его проходит
через отверстия 8 в полость 7 штока 6.
При отключении электромагнита 13, что соответствует закры­
тому положению электроклапана 10, якорь 14 пружиной 77 прижи­
мается к седлу 76 и прекращает подачу газа в полость 25. Газ из по­
лости 25 через дренажное отверстие 34 и полость 27 стравливается в
атмосферу. При этом клапан 23 пружиной 27 и неуравновешенным
давлением газа в полости 28 прижимается к седлу 19 корпуса 18, пе­
рекрывая поступление газа из полости 7 штока 6 в надпоршневую
полость 77, а клапан 22 открывается, обеспечивая дренаж из над­
поршневой полости 77 в атмосферу.
Газ, оставшийся в полости 7 штока 6 и подпоршневой полости
9, обеспечивает обратный ход поршня.
Дальнейшим развитием является силовой привод с системой
дублирования.
Силовой привод с системой дублирования рабочего хода пред­
ставляет собой единый силовой агрегат, внутри которого размещены
основная и дублирующая емкости с рабочим телом (2 баллона), эле­
менты рабочего пневмоциливдра с двумя электроклапанами, установ­
ленными на наружной поверхности привода.
312
Силовой привод обеспечивает выполнение рабочего хода и воз­
врат в исходное положение.
Устройство и работа силового привода поясняются с помощью
пневмосхемы (рис. 25.9), где показаны работа от основной ппневмосистемы (см. рис. 25.9, а) и возврат в исходное положение
(см. рис. 25.9, б), и с помощью рисунков силового привода, где пока­
зано исходное положение привода (см. рис. 25.10а), работа от основ­
ной (см. рис. 25.106) и дублирующей (см. рис. 25.10в) пневмосистем,
а также возврат в исходное положение (см. рис. 25.Юг).
Пневмосхема силового привода (см. рис. 25.9) включает сле­
дующие устройства:
• блок зарядки, состоящей из зарядных штуцеров 1, 2, дроссе­
лей 3, 4, фильтров 5, б, обратных клапанов 7, 8, манометров 9, 10,
мембран 11, 12 прорыва;
• силовой привод 13 с электроклапанами 14, 15, распредели­
тельным клапаном 16.
313
314
Р и с . 2 5 .1 0 6
316
Р и с . 2 5 .1 0 в
Р и с . 2 5 .1 0 г
Силовой привод (см. рис. 25.10а) состоит из корпуса 1 с до­
полнительной емкостью 2, штока 3 с поршнем, имеющего по­
лость 4 и отверстия 5, соединяющие полость 4 с подпоршневой
полостью 6, кольца 7, тяги 8, электроклапана 9, дополнительного
электроклапана 10, распределительного клапана 11 и патрубков 12
и 13. М ежду стенкой корпуса 1 и штоком 3 с поршнем имеется
надпоршневая полость 14. Электроклапаны 9 я 10 аналогичны по
конструкции и состоят из корпуса 15, обмотки 16, якоря 17, заряд­
ной трубки 18, патрубка 19, фильтров 20, 21, пружины 22, клапа­
нов 23, 24, пружины 25.
Электроклапаны 9 я 10 имеют полости 26, 27, 28, 29 я отверстия
30, 31, 32, 33.
Распределительный клапан 11 состоит из корпуса 34, челно­
ка 35, пружины 36 я имеет отверстия 37, 38, 39.
Надпоршневая полость 14 через отверстия 38, 39 распредели­
тельного клапана 11, патрубок 12, отверстия 31 я 33 электроклапа­
на 9 связана с атмосферой. Клапан 23 под действием пружины 25 я
силы давления газа, имеющегося в полости 26, прижат к седлу кор­
пуса і 5, а якорь 17 прижат пружиной 22 и силой давления газа,
имеющегося в полости 28, к другому седлу корпуса 15.
Открытие и закрытие электроклапана 9 происходит в результате
перераспределения сил давления, действующих на клапаны 23 и 24.
Для перераспределения сил служит якорь 17, управляемый обмоткой
16 электромагнита. Челнок 35 распределительного клапана 11 при­
жат пружиной 36 к седлу корпуса 34. При этом отверстие 37 закрыто,
а отверстия 38 я 39 открыты.
К основной пневмосистеме силового привода относятся полость
4, подпоршневая полость б и электроклапан 9, к дублирующей —
дополнительная емкость 2 и дополнительный электроклапан 10.
Тяга 8 служит для передачи усилия исполнительному механиз­
му. Фильтры 20 и 21 предохраняют запорные органы электроклапа­
нов от посторонних частиц.
Силовой привод работает следующим образом. В исходном по­
ложении при обесточенных электроклапанах 9 я 10 сжатый газ, за­
ряженный через трубку 18 электроклапанов 9 я 10 раздельно в ос­
новную и дублирующую пневмосистемы, находится в полости 4
штока 3, подпоршневой полости б, дополнительной емкости 2 корпу­
са 1, полостях 26, 28 электроклапанов 9 я 10.
318
При работе основной пневмосистемы включается электрокла­
пан 9. Якорь 17, втягиваясь внутрь магнитопровода, преодолевает
силу давления газа, сжимает пружину 22 и открывает отверстие 30,
связывающее полости 28 и 29.
Сжатый газ из полости 28 и сообщающейся с ней через патрубок
19 полости 26 подпоршневой полости 6 и полости 4 поступает в по­
лость 29. При этом клапан 24 неуравновешенным давлением газа при­
жимается к седлу корпуса 15, перекрывая связь надпоршневой полости
14 с атмосферой, а клапан 23 открывается.
Газ из полости 26, и сообщающихся с ней полостей 4 и 6 по­
ступает через полость 27, отверстие 31, патрубок 12, отверстия 38
и 39 распределительного клапана 11 в надпоршневую полость 14
привода.
Отверстие 39 в начале хода перекрыто поршнем, и за счет дрос­
селирования газа кольцевым зазором, образуемым между корпусом 1
и головкой поршня-штока, происходит медленный рост давления в
надпоршневой полости 14, что обусловливает плавное перемеще­
ние штока 3 с поршнем на участке раскрытия стопорного устрой­
ства АКУ.
После хода, соответствующего полному открытию стопорного
устройства АКУ, поршень-шток 3 открывает отверстие 39, происхо­
дит быстрый рост давления в надпоршневой полости 14, и осуществ­
ляется прямой ход поршня.
При отключении электроклапана 9 якорь 17 пружиной 22 при­
жмется к седлу и прекращает подачу газа в полость 29. Оставшийся
газ из полости 29 через дренажное отверстие 32 и отверстие 33
стравливается в атмосферу, при этом клапан 23 пружиной 25 и не­
уравновешенным давлением газа в полости 26 прижимается к седлу
корпуса 15, перекрывая поступление газа из полостей 4 и 6 в над­
поршневую полость 14, а клапан 24 открывается, обеспечивая дре­
наж из надпоршневой полости 14 в атмосферу. Газ, оставшийся в
полости 4 штока 3 и подпоршневой полости 6, обеспечивает обрат­
ный ход поршня.
Работа дублирующей пневмосистемы отличается тем, что вклю­
чается дополнительный электроклапан 10 и для обеспечения прямого
хода используется сжатый газ, находящийся в дополнительной емко­
сти 2.
319
Распределительный клапан 11 препятствует стравливанию сжа­
того газа в атмосферу через электроклапан 9 или 10 в момент, когда
один из них включен, а другой выключен.
Глава 26. Электрооборудование авиационной
катапультной установки
§ 26.1. Общие принципы построения системы
электрооборудования авиационной катапультной
установки
Электрооборудование АКУ является частью комплекса “само­
лет — АКУ — ракета”, схема которого определяется параметрами элек­
тросети самолета, требованиями, предъявляемыми системой управле­
ния оружием, конструктивными особенностями АКУ, способом запуска
двигателя ракеты, системой контроля АКУ, диапазоном температурных
и динамических воздействий, сроком службы АКУ и элементной базой,
разрешенной к применению.
Электрооборудование АКУ выполняет задачи транзитной связи
для обмена информацией между самолетом и ракетой, преобразова­
ния команд, формирования логики пуска ракеты и обеспечения рабо­
ты механизмов АКУ.
В соответствии с логикой работы АКУ электрооборудование
выполняет несколько функций:
• формирует сигналы о наличии ракеты на АКУ и положении
механизма АКУ;
• передает питающие напряжения и команды с самолета на ра­
кету;
• подготавливает ракету к работе;
• выдает на ракету пусковые команды и контролирует их про­
хождение;
• выдает команды на механизм принудительного отделения ра­
кеты от АКУ;
• выдает команды на запуск двигателя ракеты.
Кроме того, электрооборудование АКУ должно обеспечивать
безопасность эксплуатации ракеты на самолете, необходимую на­
дежность и контролепригодность АКУ.
320
-
§ 26.2. Состав электрооборудования авиационной
катапультной установки
Блок-схема электрооборудования АКУ приведена на рис. 26.1.
Электрооборудование АКУ включает в себя ряд устройств,
функционально объединенных определенной логической связью и
конструктивно размещенных в блоках.
Разъем (3, 4, 5, 6) (см. рис. 26.1) стыковки с самолетом обеспе­
чивает электрическую связь самолета с ракетой и электрооборудова­
нием АКУ.
Блок 12 коммутации обеспечивает передачу команд, выдавае­
мых с самолета на механизм сброса ракеты.
Механизм предохранения 19 обеспечивает разрыв пусковых це­
пей и цепей механизма сброса при вставленной предохранительной
чеке АКУ при всех наземных работах. Предохранительная чека
вставляется перед подвеской ракеты и выдергивается перед началом
движения самолета.
Механизм (8, 9) сброса обеспечивает принудительный сброс груза
при помощи пневмо-, пиро-, гидро- или другого типа привода.
Механизм 18 разъем а— обеспечивает стыковку электро- 10 и
пневморазъемов 11 АКУ и ракеты (при подвеске ракеты), контакти­
рование разъемов (при транспортировании) и расстыковку этих разъ­
емов (при сбросе ракеты).
Вторичный источник электропитания 7 представляет собой
трансформатор либо преобразователь напряжения. Преобразователь
напряжения, в свою очередь, может быть электромашинным либо
статическим. Статический преобразователь по сравнению с электро321
машинным — более сложное электронное устройство, но имеет луч­
шие габаритно-массовые характеристики, больший коэффициент по­
лезного действия, не требует чистки коллектора и замены щеток в
эксплуатации.
Блок 13 сигнализации обеспечивает выдачу сигнала о наличии
(или сбросе) ракеты на самолет и в блок коммутации сигнала о по­
ложении механизма сброса на самолет.
Механизм (14, 15, 16, 17) запуска силовой установки ракеты
предназначен для выполнения нескольких функций:
• выдачи непосредственно напряжения на запуск силовой ус­
тановки ракеты на конечном участке сброса от источника электропи­
тания самолета;
• обеспечения выдергивания чеки на ракете по окончании
сброса. Запуск силовой установки ракеты в этом случае осуществля­
ется от источника электропитания ракеты.
Контрольный разъем ( 1, 2) обеспечивает возможность контроля
электроцепей АКУ как автономно, так и в составе самолета.
Сигнализатор давления устанавливается в некоторых АКУ и
обеспечивает выдачу команды на разрешение срабатывания пуско­
вых цепей ракеты только при таком давлении рабочего газа в пнев­
мосистеме, при котором будет обеспечен нормальный сброс ракеты.
На отдельных образцах АКУ может устанавливаться только
часть указанного на рис. 26.1 состава электрооборудования.
§ 26.3. Электросхемы авиационной катапультной
установки
26.3.1. Описание типовых электросхем авиационной
катапультной установки
Электросхема АКУ компонуется в зависимости от требований,
предъявляемых к электрооборудованию, типа привода механизма
сброса (пневмопривод или пиропривод), конструкции АКУ, электро­
схемы самолета, на котором применяется АКУ, от электросхемы ра­
кеты, требований предъявляемых к контролю АКУ автономно и в
составе самолета, а также от ряда других факторов.
322
На рис. 26.2 представлена электросхема рабочих цепей одного
из типов АКУ совместно с электроцепями самолета и ракеты. На ри­
сунке не показаны транзитные связи самолета и ракеты, а также вто­
ричный источник электропитания.
Схема работает следующим образом.
При подвеске ракеты на АКУ замыкаются нормально разомкну­
тые контакты микровыключателей SQ5 и S06 механизма сигнализа­
ции, и на самолет выдается команда “Наличие груза”. На самолете
загорается лампа “Груз висит”. Для подгрузки контактов микровы­
ключателей SQ5 и SQ6 в схему введены резисторы R5 и R6.
При готовности ракеты к работе на самолет через АКУ выдается
команда “Готов”, а на реле Р 1 — сигнал, разрешающий выдачу на
ракету пусковых команд. Для пуска ракеты на самолете нажимается
кнопка “БК” и при убранном положении шасси и готовности ракеты
на разъем XS\ АКУ проходит команда “Пуск”.
Блокировка по убранному положению шасси служит для обес­
печения невозможности сброса ракеты на земле при неправильных
действиях оператора.
На ракету команда “Пуск” проходит при замкнутом контакте
сигнализатора ЕЗ давления в пневмосистеме и сработавшем реле Кб,
которое применено для обеспечения тока, заданного в цепи “Пуск”
(контакты сигнализатора давления рассчитаны на небольшое значе­
ние коммутируемого тока).
На ракете по команде “Пуск” срабатывают пиропатроны взведе­
ния ампульной батареи и аккумулятор порохового давления, контро­
лируется работа ряда агрегатов, начинающих работать по этой коман­
де, и в случае их исправности в АКУ выдается команда “Исправность
пусковых цепей”.
При нажатии кнопки “БК” параллельно с командой “Пуск” на
АКУ с самолета выдается команда на срабатывание механизма расчековки, в котором срабатывают электромагнитные устройства и
удерживают на АКУ серьгу тросового устройства ракеты.
При подаче с ракеты команды “Исправность пусковых цепей”
на самолете срабатывает реле Р2 и на АКУ выдается команда “Сброс
груза”. В АКУ срабатывает электроклапан Е2 пневмопривода (на­
земная предохранительная чека при этом должна быть выдернута и
микровыключатель S02 замкнут).
Одновременно с этим в АКУ через диод VD3 напряжение пода­
ется на обмотку реле КЗ, которое срабатывает.
323
324
При срабатывании пневмопривода открываются замки транс­
портного крепления механизма АКУ, замыкаются контакты микро­
выключателя SQ3, через контакты 22-23 реле КЗ срабатывает реле
К4 и подхватывается своими контактами 12-13. Кроме того, на само­
лет выдается команда “Замок открыт” и при наличии ракеты начина­
ет мигать лампа “Груз висит”.
В данной схеме АКУ микровыключатели S05 и SQ6 размыка­
ются сразу после начала движения механизма сброса. Поэтому сиг­
нал “Наличие груза” после срабатывания реле К5 (контакты 12-13)
продолжает сохраняться до размыкания контактов микровыключате­
ля, т. е. до полного раскрытия механизма сброса — тактического от­
деления ракеты.
После отделения ракеты команда “Сброс груза” с самолета снима­
ется и гаснет лампа “Груз висит”, а в АКУ отпускается реле АЗ.
Для автоматического возврата механизма принудительного от­
деления после отделения ракеты в исходное положение электрокла­
пан Е2 должен оставаться открытым до закрытия замка.
Обмотка реле К4 через свои контакты 12-13 и контакты микро­
переключателя S03 продолжает находиться под напряжением до за­
крытия замка, т. е. до размыкания контактов микропереключателя
SQ3.
Одновременно с обмоткой реле К4 через резистор R3 и диод
VD5 продолжает запитываться обмотка электроклапана Е2. Для
удержания электроклапана в открытом состоянии требуется мень­
ший ток, чем для его открытия, поэтому для обеспечения теплового
режима обмотки электроклапана при удержании последовательно с
ней включается резистор R3.
При закрытии замка размыкаются контакты микропереключате­
ля SQ3, отпускается реле К4, снимается напряжение с обмотки элек­
троклапана Е2 и электросхема приходит в исходное положение.
В процессе сброса механизм расчековки АКУ удерживает серь­
гу тросового устройства ракеты. На определенном расстоянии от
АКУ тросовое устройство выдергивает чеку из предохранительного
механизма ракеты, в результате чего запускается двигатель ракеты от
собственного источника электропитания. Однако и после сброса ра­
кеты механизм расчековки должен оставаться в сработанном состоя­
нии для удержания троса до возвращения самолета. Поэтому после
открытия замка и срабатывания реле К4 срабатывает реле К5 и кон325
тактами 22-23 и 12-13 самоблокируется до снятия напряжения. Од­
новременно с этим через резистор R7 происходит запитка электро­
магнитов механизма расчековки.
Если после открытия замка не происходит сброса ракеты, т. е.
замкнутся контакты микропереключателя S03 и не разомкнутся SQ5,
S06 или SOА, то выдается команда “Замок открыт” и на самолете ми­
гает лампа “Груз висит”. В этом случае, а также в других необходи­
мых случаях освободиться от ракеты можно по автономной цепи
аварийного сброса.
При аварийном сбросе приводится в действие пиропатрон Е\.
При нажатии на самолете кнопки “Аварийный сброс” и убранном
положении шасси в АКУ срабатывают реле К\ и К2 и напряжение
через резисторы 7?1 и R2 подается на оба мостика пиропатрона, кото­
рый срабатывает и происходит сброс ракеты.
Реле К\ и К1 расположены вблизи пиропатрона и включены в
его цепь для исключения возможности наводки напряжения в длин­
ных цепях и повышения безопасности эксплуатации АКУ.
Резисторы R 1 и R2 служат для обеспечения определенного зна­
чения тока в цепях мостиков пиропатрона и исключения возможно­
сти “короткого замыкания” в электроцепях.
Обмотки электроклапана и реле представляют собой индуктив­
ности и для исключения импульсов напряжения обратной полярно­
сти, возникающих при снятии напряжения с индуктивной нагрузки,
параллельно с обмотками электроклапана Е2 и реле КА включены
диоды VDI и VD7.
Для обеспечения контроля АКУ предусмотрен разъем ASIO.
В рабочем состоянии на нем устанавливается ответная часть с пере­
мычкой между клеммами 7 и 2. При контроле вместо нее подстыко­
вывается разъем контрольно-проверочной аппаратуры, имитирую­
щей “наличие груза” и “сброс” без срабатывания микропереключа­
телей SQ5 и S06.
На рис. 26.3 представлена электросхема другой АКУ. В этой АКУ
используются два канала пневмопривода — основной и резервный. Вся
необходимая для работы АКУ электроавтоматика расположена на са­
молете, в АКУ находятся только исполнительные механизмы.
Работает электросхема следующим образом. При наличии достаточ­
ного количества рабочего газа в системе срабатывают сигнализаторы
давления ЕЪ и ЕА и выдают раздельно по каждому каналу команды
326
на самолет. На самолете выбирается канал, по которому будет сбра­
сываться ракета, и выдается напряжение +27 В на соответствующий
электроклапан: Е\ или Е2. В цепях обмоток электроклапанов, как и в
АКУ на рис. 26.2, имеются предохранительные чеки, обеспечиваю­
щие безопасность эксплуатации АКУ на земле.
Одновременно с этим выдается напряжение на механизм расчековки (команды “МРО” и “МРР”). После сброса груза удержание ме­
ханизма расчековки производится через соединенные параллельно
резисторы І?1 и R2. При срабатывании механизма расчековки в само­
лет выдается команда “СМР”. При фактическом отделении ракеты
размыкаются микровыключатели SOI и S02 и с объекта снимается
команда “Масса наличия груза” (МНГ).
На рис. 26.4 представлена электросхема еще одной АКУ, имею­
щей пиропривод. Запуск силовой установки ракеты здесь произво­
дится в конце сброса от источника электропитания самолета.
Работает электросхема следующим образом.
При подвеске ракеты замыкаются микропереключатели S06, и
на самолет выдается команда “Наличие груза”, а через нормально
замкнутые контакты микропереключателя SQ4 — “Контроль закры­
того положения замка”. Контакты Э1 и Э2 АКУ и ракеты сдвинуты и
не соприкасаются друг с другом. Как и на ранее описанных АКУ,
при всех наземных работах вставляется предохранительная чека и
микропереключатели SQ 1 и S02 своими контактами разрывают
опасные цепи.
Перед началом работы предохранительная чека выдергивается и
нормально замкнутые контакты микропереключателей SOI и S02
замыкаются. Команда “Сброс” выдается с самолета на обмотку реле
К1, реле срабатывает, и напряжение от силовой цепи “+27 В сброс”
через нормально замкнутые контакты 1-2 К \ и SOI проходит в об­
мотки реле КЗ и К4.
Через замкнувшиеся контакты реле КЗ и К4 и ограничивающие
резисторы R4 и R5 напряжение подается на пиропатрон Е І.
Открывается замок, микропереключателем SQ4 снимается с са­
молета команда “Контроль закрытого положения замка”, и выдается
команда “Замок открыт”. Срабатывает микропереключатель SQ5, и
подготавливается цепь запуска силовой установки ракеты. Ракета
движется вниз назад. В конце принудительного движения контакты
Э1 и Э2 груза и АКУ соприкасаются и происходит подрыв пиропа­
трона (ПП) ракеты.
327
UJ
ю
VO
Рис. 26.4
>s
CL
О
Q_
о.
а.
2
Ш
01
о
Ф
S
X
ш
о
о
о
К
(X
ф
Cl
іО
:?
О
SQ5
лX
ш
о.
ф
го
ф
о.
о
о
о.
ІО
О
Сигнализаторы давления
ая £ предохранительн
чека
2L
SQ6
Е2
Рис. 26.3
Запуск силовой установки ракеты от пиропатрона производится с
задержкой ~0,3 с, организованной пиротехническим устройством груза.
Эта временная задержка обеспечивает запуск силовой установки после
гарантированного отделения ракеты от АКУ.
После отделения ракеты микропереключателем S06 снимается с
самолета команда “Наличие груза”.
При аварийном сбросе срабатывает реле К2 и напряжение +27 В
от силовой цепи через контакты 2-3 этого реле подается на обмотку
реле КЗ. Дальнейшая работа происходит аналогично описанному
выше, но напряжение с объекта в цепь запуска силовой установки
груза не подается.
Разъем XS2 является контрольным. На нем контролируется про­
хождение команды на сброс и срабатывание реле К4 при отключен­
ных цепях пиропатрона.
26.3.2.
Анализ электросхем
авиационной катапультной установки
Как видно из описания электросхем, приведенных на рис. 26.2,
26.3, 26.4, рабочие цепи АКУ по назначению можно разделить на три
группы: цепи сброса, цепи запуска силовой установки ракеты и цепи
сигнализации. В свою очередь, схема цепей сброса зависит от типа
привода: пневмо- или пиросхема запуска силовой установки раке­
ты — от того, запускается она от источника напряжения самолета
или ракеты.
Схемы управления сбросом при наличии в АКУ пневмотолкате­
ля приведены на рис. 26.2 и 26.3. На рис. 26.3 схема более проста и
рациональна. В цепь обмотки электроклапана включены контакты
только микропереключателя предохранительной чеки. Схема, приве­
денная на рис. 26.2 усложнена из-за особенностей конструкции АКУ.
Схема управления сбросом при наличии пиротолкателя приведена
на рис. 26.2 (аварийный сброс) и на рис. 26.4. На рис. 26.4 приведена
усложненная схема из-за того, что с самолета сигналы на сброс посту­
пают не по силовым цепям, а выдаются только команды управления, и в
АКУ требуется дополнительная коммутация (реле К\ и КТ). В отличие
от управления цепями электроклапана цепи управления пиропатронами
требуют дополнительной защиты. Обычно в этих целях используются
промежуточные реле, установленные в непосредственной близости от
пиропатронов (на рис. 26.2 — реле К\ и КТ).
330
Схема управления запуском силовой установки ракеты от ис­
точника электропитания самолета изображена на рис. 26.4, а от ис­
точника ракеты — на рис. 26.2 и 26.3. Схема на рис. 26.3 более про­
ста и рациональна, не содержит дополнительных реле (К5, КА, КЗ),
как на рис. 26.2.
Выбор принципа запуска силовой установки зависит от типа ис­
точника электропитания ракеты и ряда других конструктивных сооб­
ражений и определяется в начале проектирования системы.
В случае запуска от источника электропитания ракеты наиболее
целесообразно обходиться без тросового устройства и не предусмат­
ривать никаких специальных устройств в АКУ, а на ракете иметь
устройство, фиксирующее действительное отделение ракеты от АКУ,
и по команде с этого устройства запускать силовую установку.
Цепи сигнализации обеспечивают выдачу на самолет информа­
ции о наличии ракеты и о состоянии механизмов АКУ (замок от­
кры т— закрыт, наличие необходимого давления рабочих газов в
пневмосистеме АКУ, положение механизма расчековки и т. п.).
Представленная рис. 26.2 система сигнализации ракеты услож­
нена из-за особенностей конструкции АКУ. Электросхема содержит
шесть реле и шесть микропереключателей. Наличие большого коли­
чества реле и микропереключателей приводит к снижению надежно­
сти АКУ и системы в целом. В состав реле и микропереключателей
входят подвижные механические узлы, которые критичны к боль­
шим механическим перегрузкам, высоким температурам и изменени­
ям внешних климатических условий.
Условия работы на борту самолета более благоприятные, поэтому
следует разгружать АКУ от тех элементов, которые можно располагать
на борту самолетов. В этом смысле схема, приведенная на рис. 26.3, вы­
полнена наиболее рационально. Она не содержит ни одного реле. Реле
К1 и К2 из схемы, изображенной на рис. 26.4, целесообразнее было бы
расположить на борту самолета.
26.3.3. Выводы из анализа электросхем
по их выполнению
Из рассмотрения электросхем АКУ видно, что электросхема за­
висит от нескольких факторов:
• конструкции АКУ;
331
• типа привода АКУ;
• электросхемы самолета;
• электросхемы ракеты;
• способа запуска силовой установки ракеты;
• требований по глубине контроля АКУ;
• характеристик питающих напряжений.
Ввиду того что условия работы электроаппаратуры в АКУ зна­
чительно тяжелее, чем на борту самолета, необходимо стремиться
располагать в АКУ как можно меньше аппаратуры и электрорадио­
элементов (располагать только те элементы, которые в других местах
разместить нельзя).
Для обеспечения безопасности обслуживания АКУ следует преду­
сматривать разрыв цепей сброса при помощи предохранительных чек.
Цепи аварийного сброса необходимо вести отдельно от цепей
штатного сброса. Для исключения появления наводок в цепях, содер­
жащих пиропатроны, рекомендуется в непосредственной близости от
них устанавливать промежуточные реле, разрывающие как плюсовую,
так и минусовую цепи пиропатронов.
При выборе способа запуска силовой установки ракеты от ис­
точника электропитания ракеты целесообразно иметь на ракете уст­
ройство, фиксирующее фактическое отделение ракеты от АКУ, и по
команде с этого устройства запускать силовую установку. При этом
АКУ не перегружается дополнительной аппаратурой и упрощается
эксплуатация.
§ 26.4. Система запуска двигателя ракеты
при отделении от авиационной катапультной установки
Электрическая система запуска двигателя ракеты является ча­
стью электрооборудования АКУ и предназначена для выполнения
основной задачи — пуска (сброса) ракеты.
Конструктивно элементы системы запуска представляют собой
устройства, размещенные в блоках и агрегатах электрооборудования
на самолете, в АКУ и ракете.
Исходным импульсом для начала работы системы запуска явля­
ется обычно команда “Пуск”, подаваемая вручную с самолета с по­
мощью специальной кнопки. Дальнейшая работа системы запуска
332
происходит автоматически и представляет необратимый процесс.
Окончанием процесса работы системы запуска можно считать под­
рыв пирозапалов двигателя ракеты и его запуск.
Из-за особой важности и повышенной опасности системы за­
пуска к ее элементам и электроцепям предъявляется ряд требований,
выполнение которых обеспечивает надежную и безопасную работу:
• система запуска должна работать при всех внешних воздей­
ствиях, предусмотренных нормативными документами и техниче­
скими заданиями на комплекс (механических, климатических и др.);
• система запуска должна обеспечивать контроль за исходным
(характеризующим исправность) состоянием основных агрегатов
(наличие предохранительных чек, положение замков, механизмов
расчековки и т. д.) и передавать эту информацию в систему пуска
самолета;
• система запуска должна быть построена с соблюдением авто­
номности систем тактического пуска и аварийного сброса;
• система запуска должна быть готова к работе через мини­
мальное время после подачи электропитания;
• система запуска должна обеспечивать минимальное техноло­
гическое время от команды на пуск до запуска двигателя;
• система запуска должна содержать не менее трех высокона­
дежных блокировок, исключающих самопроизвольный запуск двига­
теля при подвеске ракеты на АКУ, случайном срыве ракеты с узлов
подвески АКУ, аварийном сбросе ракеты;
• система запуска должна содержать минимальное количество
электрических связей с обеспечением возможности их автоматиче­
ского разрыва при пуске;
• система запуска должна содержать элементы (реле, конденсато­
ры, резисторы и проч.), разрешенные к применению и работающие в
электросхемах с соблюдением электрических режимов;
• электроцепи, выводимые для контроля с помощью выносной
контрольно-проверочной аппаратуры, должны содержать защитные
резисторы;
• электроцепи пирозапалов запуска двигателя не должны ока­
зывать влияния на электросеть при срабатывании (необходимо уста­
навливать низкоомные резисторы);
• пирозапалы запуска двигателя должны содержать два мости­
ка (электроцепи);
333
• электроцепь исполнительной команды на запуск двигателя
должна быть выполнена по двухпроводной системе;
• пирозапалы запуска двигателя не должны срабатывать в ус­
ловиях воздействия электромагнитных полей;
• должны быть применены меры защиты от токов наводки
(схемы разрыва электроцепи, шунты, фильтры, экраны, ослабители
и т. д.) с применением реле, конденсаторов, резисторов, экраниро­
ванных и биполярных проводов и т. п.
В современных АКУ применяются два основных способа запус­
ка двигателя ракеты, принципиальные схемы которых приведены на
рис. 26.5.
Первый способ — запуск от электросети самолета (см.
рис. 26.5, а). В этом случае элементы электросхемы выполняют сле­
дующие функции:
• В 1, В2 — микропереключатели блокировки в наземных усло­
виях цепей пуска и запуска двигателя;
• RA — резистор ограничения тока в цепи подрыва пирозапалов
двигателя;
• В 5 — микровыключатель исходного положения подвижной
балки, блокирующий цепь запуска двигателя;
• Э1, Э2,
— электрические контакты запуска двигателя
на АКУ и на ракете (сдвинуты друг относительно друга);
• R l, R2 — резисторы ограничения тока в цепи подрыва пиро­
запалов двигателя на ракете;
• С1, С2 — конденсаторы шунтирования пирозапалов двигателя;
• П З1, П32 — мостики пирозапалов двигателя.
Перед началом работы вынимается чека и микровыключатели
В 1, В2 замыкают свои нормально-замкнутые контакты. При тактиче­
ском пуске с самолета подается команда “Пуск”, которая приводит в
действие подвижную балку с ракетой, и замыкаются нормально
замкнутые контакты микровыключателя В5. Одновременно инфор­
мация передается на самолет, откуда подается команда на запуск
двигателя.
Указанная информация формируется аппаратурой ракеты по ее го­
товности. Команда на запуск двигателя проходит через нормально
замкнутые контакты переключателя В2, резистор R4, контакты микро­
переключателя В5 на контакты запуска Э2 и Э1 (+27 В и “корпус”).
334
Команда
Команда
Команда
Запуск даизтвяя
Пуск
Аварийный сброс
Рис. 26.5
335
В конце перемещения подвижной балки под действием рычага
ракета сдвигается и контакты запуска двигателя на АКУ и ракете со­
прикасаются. Через резисторы RI и R2 происходит поджиг пироза­
палов П31 и П32 двигателя, и ракета отделяется от АКУ. Примерно
через 0,3 с (задержка в огневой цепи пирозапалов) происходит запуск
двигателя ракеты.
В случае аварийного сброса подается команда на те же исполни­
тельные элементы АКУ, но команда на запуск двигателя не подается
и ракета сбрасывается без запуска двигателя.
При втором способе запуск двигателя производится от электро­
сети ракеты (см. рис. 26.5, б).
Элементы электросхемы в этом случае имеют такое назначение:
• УАЗ — механизмы расчековки;
• К5 — реле блокировки механизма расчековки;
• SQ4 — концевой переключатель сигнализации наличия ракеты;
• VDS — диод защиты сети от выбросов обратного напряжения
при отключении механизма расчековки и реле К5 ;
• VD9 — диод, запрещающий связь сети с командой “Пуск”;
• ВАБ — воздушно-арматурный блок (аккумулятор давления);
• АБ — ампульная батарея;
• Р4 — реле включения;
• МП — концевые выключатели механизма предохранения
(замкнуты чекой);
• Пр — предохранитель для аварийного обесточивания ракеты;
• А — аппаратура ракеты;
• Р2, РЗ — реле защиты и включения цепей запуска;
• R l, R2, R3, R4 — резисторы ограничения тока в цепи подрыва
пирозапалов;
• ППД1, ППД2, ППДЗ, П П Д 4— мостики пирозапалов двига­
теля.
Перед началом работы должна быть вставлена чека механизма
предохранения МП и замкнуты контакты микропереключателя SQ4.
При тактическом пуске команда “Пуск” с самолета подается на
пирозапалы ВАБ, а сжатый воздух поступает в АБ, которая приходит
в рабочее состояние. Напряжение с АБ через Пр поступает на обмот­
ку реле Р4, которое срабатывает и через свои контакты передает на­
пряжение на контакты МП (предохранитель предназначен для ава­
рийного обесточивания).
336
Одновременно команда “Пуск” поступает через диод VD9 на
МП (концевой выключатель механизма запуска двигателя ракеты),
который срабатывает и запирает петлю троса (другой конец троса с
чекой вставлен в механизм предохранения).
После приведения в готовность аппаратуры ракеты выдается
команда о готовности АКУ на самолет. При отделении ракеты сраба­
тывает концевой переключатель SQ4, замыкаются контакты и сраба­
тывает реле К5. Таким образом, обеспечивается удерживание петли
троса механизмом расчековки.
При удалении ракеты от АКУ на длину троса происходит вы­
дергивание чеки из МП и подается питание на реле Р2 и РЗ. Реле
срабатывают и через ограничивающие резисторы і?1, R2, R3, R4 на­
пряжение подается на пирозапалы ППД1, ППД2, ППДЗ, ППД4. По­
сле срабатывания пирозапалов происходит запуск двигателя, а нали­
чие напряжения на МП и удержание троса обеспечиваются вплоть до
окончания работы и обесточивания системы. При отключении реле
К5 и МП диод VD8 не допускает прохождения импульсов обратной
полярности в сеть. Диод служит для непрохождения команды от сети
в цепь пуска.
При аварийном сбросе ракеты без запуска двигателя команда на
МП не подается, кольцо троса не удерживается и груз уходит с не­
выдернутой чекой предохранения и, следовательно, с незапущенным
двигателем.
§ 26.5. Особенности конструкции механизмов
электроразъемов
При совместном полете необходима электрическая связь само­
лета с подвешиваемой ракетой, обеспечивающая передачу информа­
ции о готовности аппаратуры, захвате цели и моменте пуска. Эта
связь осуществляется при помощи бортовых электроразъемов.
В момент подвески ракеты происходит стыковка разъема, обес­
печивающая соединение электрических цепей самолета и ракеты, а в
момент отделения связь между ними должна быть прервана.
Для подстыковки бортового разъема, надежного контакта при
совместном полете АКУ с подвешенной ракетой и расстыковке при
отделении применяются специальные механизмы. В современных
АКУ широко используются механизмы для бортовых разъемов от­
337
рывного типа. Рассмотрим основные принципиальные схемы этих
механизмов.
Наиболее просто устроен механизм с вертикальным перемеще­
нием электроразъема, изображенный на рис. 26.6. Он состоит из ка­
ретки 1 с закрепленным на ней разъемом 2, направляющей рейки 3,
основания 4 и шестерни 5, причем рейка 3 фиксируется в верхнем и
нижнем положениях при помощи подпружиненных фиксаторов 6.
Стыковка электроразъема осуществляется вручную специаль­
ным ключом, вставленным в квадратное отверстие 7 шестерни, а от­
стыковка — вытаскиванием розетки 8 в процессе отделения ракеты.
В течение полета ракета воспринимает нагрузки от инерцион­
ных и аэродинамических сил, которые передаются через узлы под­
вески на АКУ, что приводит к возникновению упругих деформаций.
Кроме того, АКУ и ракета воспринимают вибрационные нагруз­
ки, возникающие при различных режимах работы двигателя самоле­
та. Этими причинами обусловлена возможность взаимного смещения
338
элементов электроразъема и, как следствие, потери электрической
связи между самолетом и ракетой. Поэтому для обеспечения надеж­
ной стыковки в конструкции механизмов предусматривается упругая
связь, компенсирующая взаимное смещение стыкуемых элементов.
В механизме, изображенном на рис. 26.7, указанная связь введе­
на между основанием 1, на котором непосредственно закреплен
электроразъем 2, и кареткой 3.
Движение на каретку, связанную с ходовым винтом 4 передает­
ся вращением гайки 5 через зубчатую пару, состоящую из колеса,
связанного с гайкой 5, и шестерни 6. Фиксация каретки в крайних
положениях осуществляется за счет самоторможения в винтовой па­
ре. Благодаря использованию винтовой передачи взамен зубчатой
исключено заклинивание каретки механизма в крайних положениях.
Рассмотренные механизмы выполняют задачу только подсты­
ковки разъема. После схода ракеты вилка электроразъема, находясь в
выдвинутом положении, может быть подвержена попаданию посто­
ронних предметов при посадке самолета, что, в свою очередь, приво­
дит к преждевременному выходу ее из строя и снижению надежно­
сти в эксплуатации. Поэтому в конструкции предусматриваются
специальные створки, закрывающие разъем после отделения. Створ­
ки такого типа, выступая в поток, ухудшают аэродинамические ха­
рактеристики установки, по этой причине в последнее время исполь­
зуются рычажные механизмы стыковки разъема, позволяющие
убирать электроразъем внутрь корпуса установки в момент срабаты­
вания механизма катапультирования.
339
Один из механизмов подобного типа в расстыкованном состоянии
представлен на рис. 26.8, а, в состыкованном — на рис. 26.8, б.
Каретка 1 совместно с рычагами 2 и 3, шарнирно закрепленны­
ми в корпусе 4, образует параллелограмм. Трехплечий рычаг 3 со­
единен с обоймой 5, перемещающейся в качалке б, имеющей ось
вращения 7 в корпусе 4 механизма.
М ежду качалкой и обоймой установлена пружина 8, которая
служит для удержания каретки с разъемами в крайних положениях
при переходе качалки через нейтральную точку, а также обеспече­
ния упругой связи между элементами разъема в состыкованном
состоянии.
Передача движения на качалку осуществляется через жестко свя­
занное с ней зубчатое колесо 9, приводимое во вращение шестерней 10,
сидящей на оси, которая свободно вращается в корпусе 4.
340
Стыковка электроразъема производится вручную вращением
шестерни 10, а уборка перед катапультированием ракеты осуществ­
ляется тягой 11, связанной с элементом замково-стопорного устрой­
ства АКУ.
Необходимо отметить, что принцип работы рассмотренной схе­
мы не изменится, если обойму шарнирно соединить непосредственно
с кареткой механизма.
Характерный недостаток этого устройства — консольное закре­
пление каретки с разъемом на рычагах, следствием которого являет­
ся наличие неуравновешенной массы и появление высоких динами­
ческих нагрузок в кинематических парах механизма в момент
уборки. Наличие зубчатой передачи также малооправданно из-за
возможности заклинивания.
В процессе стыковки каретка с разъемами совершает плоскопа­
раллельное движение, определяемое траекторией перемещения кон­
цов выводящих рычагов шарнирного параллелограмма, поэтому не­
обходима дополнительная компенсация продольного перемещения
электроразъема в момент стыковки и расстыковки.
Вертикальное перемещение вилки электроразъема достигнуто в
схеме, представленной на рис. 26.9.
Механизм электроразъема имеет каретку 1 с выступом 2, кото­
рый скользит в направляющем пазе корпуса 3. Один конец трехпле­
чего рычага 4, поворотом которого осуществляется стыковка и рас­
стыковка, взаимодействует с кареткой 1, а другой конец через
промежуточный рычаг 5 соединен с подпружиненной обоймой 6.
Фиксация в крайних положениях осуществляется пружиной 7 при
переводе кривошипно-ползунного механизма, образованного звень­
ями 4, 5, б, через нейтральное положение.
Пружина 7 выполняет функции, аналогичные функциям пружи­
ны 8 на рис. 26.8. Для компенсации продольного смещения в рычаге
4 (см. рис. 26.9) выполнена развязка. Уборка каретки с электроразъе­
мом внутрь корпуса АКУ осуществляется тягой 8, связанной с рыча­
гом 4.
Рассмотренные механизмы, использующие нейтральное поло­
жение, обладают рядом недостатков.
Во-первых, знакопеременные нагрузки, возникающие при со­
вместном полете АКУ с ракетой, передаются от стыкуемых элемен­
тов разъема на шарнирные сочленения и пружину, вызывая их износ
341
и снижение срока службы. Во-вторых, большие скорости, особенно
при использовании пиротехнических приводов в АКУ, и, как следст­
вие, значительные инерционные силы от вращающихся звеньев при­
водят к динамическому удару и отскоку каретки с разъемами после
уборки.
Механизм, лишенный этих недостатков, в расстыкованном со­
стоянии представлен на рис. 26.10, а, в состыкованном— на
рис. 26.10, б.
Электроразъем закреплен на основании 1, связанном с коромыс­
лом 2 через упругий элемент 3. Основу кинематической схемы меха­
низма составляет прямолинейно направляющая группа, состоящая из
ползуна 4, рычагов 5, б, 7, 8 и тяги 9, образующих совместно с коро­
мыслом 2 параллелограммы, благодаря чему основание 1 с электро­
разъемом в процессе стыковки и расстыковки совершает строго вер­
тикальное перемещение.
На ползуне 4 выполнен выступ, взаимодействующий с подпру­
жиненным многоплечим рычагом 10. Между корпусом 11 механизма
- и ползуном расположена предварительно поджатая пружина 12,
удерживающая рычаги механизма в верхнем положении.
Стыковка электроразъема осуществляется поворотом оси 13,
при этом ползун перемещается по направляющей корпуса 14, сжимая
пружину 12.
После стыковки ползун имеет дополнительный ход, при кото­
ром рычаг 10 фиксирует ползун 4, заскакивая за его выступ, а упру­
342
гий элемент 3 основания 1 создает усилие, прижимающее вилку
электроразъема к розетке.
При стыковке тяга 15 поворачивает рычаг 10, освобождающий
ползун, который вместе с рычагами механизма под действием пру­
жины 12 возвращается в исходное положение. Знакопеременные на­
грузки в этом случае воспринимаются упругим элементом 3, а ис­
пользование возвратной пружины 12 исключает динамический удар
при расстыковке.
Недостатком этого механизма является сложность кинетической
схемы, обусловленная использованием нескольких рычагов и тяг. К
упрощению ведет проектирование механизмов, воспроизводящих
прямолинейное перемещение с заданной точностью.
Основные параметры механизмов электроразъемов определяют­
ся исходя из заданного усилия стыковки и необходимого хода. Спе­
циальный расчет, как правило, не требуется.
343
Глава 27. Исследование динамики перевода
установок ракетного вооружения
в боевое положение
§ 27.1. Общая характеристика, назначение и структура
механизмов перевода системы “установка РВ — ракета”
в боевое положение
27.1.1. Характеристика транспортировочного и боевого
положения системы “установка РВ — ракета” на самолете
В § 21.2-21.4 была проведена классификация установок РВ,
предложен анализ рациональных способов отделения ракет от само­
лета, а также рассмотрены принципы и схемы размещения установок
РВ на самолете. Было показано, что для современных самолетов все
большее значение приобретают внутреннее и полуубранное разме­
щения ракет на самолете.
Внутреннее размещение установок РВ, как правило, осуществ­
ляется в отсеках вооружения самолета. При таком размещении ши­
роко применяются барабанные или многопозиционные катапультные
установки (МКУ).
При полуутопленном размещении ракет на самолете использу­
ются установки катапультного типа.
При внутреннем и полуутопленном размещении ракет прибега­
ют также к выводным установкам, в которых ракета вначале специ­
альным механизмом выводится в боевое положение за внешние об­
воды самолета, а затем отделяется при помощи пуска или
катапультирования.
Основным преимуществом внутреннего размещения является
малое влияние подвешиваемых ракет на ЛТХ самолета при полете к
цели. Кроме того, при внутреннем размещении сравнительно легко
организовать защиту ракет и установки от кинетического нагрева,
поскольку они находятся внутри самолета и на них не действует воз­
душный поток. В отсеке самолета возможно создание кондициони­
рованной среды. Поскольку на ракету при внутреннем размещении
не действует воздушный поток, устраняется один из источников виб­
раций установок, а следовательно, и всего самолета.
344
Внутреннее и полуутопленное размещение обеспечивает также
уменьшение эффективной отражающей радиолокационной поверх­
ности и интенсивности ИК-излучения, что является чрезвычайно
важным фактором для современных боевых авиационных комплек­
сов. Однако при таком размещении отделение ракет возможно лишь
с помощью сброса или катапультирования ракет, а при использова­
нии специальных выводных установок— методом пуска или ката­
пультирования.
При внутреннем, контейнерном или полуутопленном размеще­
нии ракет на самолете их пуск, сбрасывание и катапультирование
непосредственно из транспортировочного положения физически не­
возможны. Поэтому перед отделением ракет держатели, АПУ, АКУ,
выводные установки, а также некоторые механизмы самолета из
транспортировочного переводятся в боевое положение, которое по­
зволяет обеспечить условия для надежного и безопасного отделения.
В ряде случаев боевое положение установки РВ обеспечивает
условия для нормального функционирования системы целеуказания
ракет.
При переводе установки РВ в боевое положение в общем случае
выполняются следующие операции:
• открытие створок бомбовых отсеков (отсеков вооружения)
или контейнерных держателей;
• уборка теплозащитных экранов и обтекателей;
• изменение угловой ориентации установки РВ;
• вынос установки РВ вместе с ракетой в поток (выводные ус­
тановки).
Перечисленные операции на самолете выполняются следующи­
ми устройствами:
• механизмами открытия и закрытия створок бомбовых отсеков
(отсеков вооружения) и контейнеров;
• механизмами уборки теплозащитных экранов и обтекателей;
• механизмами поворота МКУ;
• механизмами выноса держателей и АПУ (АКУ).
Механизмы перевода установки РВ в боевое положение, рас­
сматриваемые совместно с соответствующими системами дистанци­
онного управления, образуют систему перевода ракет из транспорти­
ровочного положения в боевое.
345
27.1.2. Структура механизмов перевода установок ракетного
вооружения в боевое положение и требования к ним
Механизм перевода установки РВ боевое положение состоит из
силового механизма и силового привода. Привод может быть элек­
трический, гидравлический или пневматический. Он включает в себя
двигатель и соответствующие регулирующие и преобразующие уст­
ройства. Гидравлический и пневматический приводы, как правило,
состоят из гидро- или пневмосистемы и силовых цилиндров.
Механизмы перевода установки РВ в боевое положение функ­
ционируют непосредственно перед отделением ракет, а также сразу
после него. К таким механизмам можно предъявить ряд требований,
таких как обеспечение необходимого быстродействия, высокая на­
дежность работы, автоматизация процессов управления, динамиче­
ская устойчивость в процессе движения и фиксация подвижных эле­
ментов (створок бомбоотсеков, агрегатов подвески и т. п.) в крайних
положениях.
Необходимое быстродействие систем перевода установок РВ в
боевое положение обеспечивается рациональным выбором парамет­
ров механизма, силового привода и системы управления. В некото­
рых случаях для повышения быстродействия возможно параллельное
включение двух и более двигателей, работающих одновременно.
Этим достигается увеличение как мощности (а следовательно, и бы­
стродействия), так и надежности.
Требование высокой надежности обеспечивается применением на­
дежных элементов и многократным резервированием и дублированием
наиболее ответственных частей системы. Так, например, гидравличе­
ский силовой привод системы перевода в боевое положение может ра­
ботать как от основной, так и от резервной подсистем самолета.
Фиксация механизмов в крайних положениях позволяет разгру­
зить силовые приводы от длительного воздействия сил и моментов.
Она обеспечивается применением различных замков, срабатываю­
щих в крайних положениях, в результате чего нагрузку воспринимает
не привод, а замок. Надежную фиксацию можно обеспечить и выбо­
ром рациональной схемы силового механизма (так называемый ки­
нематический замок).
Структура системы перевода ракет в боевое положение показана
на рис. 27.1.
346
5
Система включает в себя устройство анализа У сА, которое по­
лучает информацию S] от датчиков выполнения предшествующих
операций ДВП.
На второй вход УсА поступает информация S2 о положении си­
лового механизма МеХ. УсА в соответствии с командами формирует
сигнал управления X, который поступает на преобразующее устрой­
ство ПУ.
Последнее вырабатывает команду управления U, которая при­
водит в действие силовой привод СП. Механизм изменяет свое по­
ложение, и сигнал обратной связи Y вызывает изменение состояния
датчика положения механизма (ДПМ).
Рис. 27.1
Физический смысл сказанного можно пояснить на примере ра­
боты системы открытия и закрытия створок бомбового отсека (отсе­
ка вооружения).
До начала автоматического открытия створок бомбового отсека
при боевом бомбометании должно быть выполнено прицеливание, а
до начала автоматического закрытия — сброшены все предназначен­
ные для атаки бомбы. О выполнении каждой из указанных операций
можно судить по сигналу 5 ,.
Если створки закрыты, то сигнал S2 принимает значение, по ко­
торому УсА формирует сигнал X на открытие створок. После фикса­
ции створок в открытом положении меняется значение сигнала S-, и
силовой привод СП отключается. Закрытие створок осуществляется
аналогично.
Подобным образом для своих условий формируется сигнал на
открытие и закрытие створок отсека вооружения при катапультиро­
вании ракет и работы выводного механизма.
347
Требование высокой надежности систем перевода установок РВ
в боевое положение предполагает возможность приведения в дейст­
вие исполнительных устройств без участия промежуточных элемен­
тов. Такое управление (команда UA на рис. 27.1) используется в
обычных ситуациях.
Конструкция системы перевода установок РВ в боевое положе­
ние зависит от ряда факторов, в частности от типа силового привода
(гидравлический или пневматический), формируемого УсА закона
управления и конкретного назначения системы.
§ 27.2. Принципы построения и условия
функционирования механизмов перевода установок
ракетного вооружения в боевое положение
27.2.1. Механизмы створок бомбового отсека
(отсека вооружения)
Рассматриваемый механизм позволяет осуществлять основное,
запасное и аварийное открытие створок бомбового отсека, а также
основное и запасное закрытие. Механизм использует гидравлический
и пневматический силовые приводы, при этом гидравлический при­
вод подключается как к первой, так и ко второй гидросистемам само­
лета.
Непосредственное управление створками производится двумя
силовыми механизмами, действующими синхронно и выполненными
по одной схеме. Силовой механизм (рис. 27.2) включает в себя пнев­
мопружину (шток 7), каретку 9, направляющую рейку 6, промежу­
точные тяги 10 и 13 и качалки 11.
Силовой механизм крепится к конструкции самолета с помощью
кронштейна. Каретка закреплена на общем штоке силового цилиндра
2 и пневмопружины и может перемещаться по направляющей рейке.
Перемещение каретки через промежуточные тяги и качалки переда­
ется створке 15 бомбового отсека.
Гидравлический привод обеспечивает основное открытие и за­
крытие створок, а также их запасное закрытие. При основном управ­
лении створками используется первая гидросистема самолета, а при
запасном закрытии — вторая. Привод состоит из гидросистемы и ис­
полнительного механизма 5.
348
Рис. 27.2
Исполнительный механизм включает в себя силовой цилиндр 2
и аварийный механизм. Силовой цилиндр создает усилия, необходи­
мые для перемещения створок. При поступлении гидросмеси в верх­
нюю полость через штуцер 3 поршень цилиндра опускается вниз и
створки открываются. При подъеме поршня вверх (гидросмесь по­
ступает через штуцер 18) створки закрываются. Силовой цилиндр
обеспечивает также фиксацию створок в крайних открытом и закры­
том положениях с помощью шариковых замков.
Шариковый замок, фиксирующий поршень в верхнем положе­
нии, включает шарики и подпружиненную гильзу 4. В крайнем верх­
нем положении шарики под действием гильзы западают в кольцевой
паз на цилиндре и фиксируют поршень, а следовательно, и створки.
При основном управлении створками и запасном закрытии ша­
риковые замки открываются под давлением гидросмеси, подающейся
349
через штуцеры 3 и 18. При запасном и аварийном открытии створок
шариковый замок отключается аварийным механизмом.
Аварийный механизм включает силовое устройство и устройст­
во спуска. Силовое устройство состоит из цилиндра 16 со штоком,
пружины и вильчатого рычага 12. Устройство спуска состоит из
спускового рычага и электроспуска 1.
Для отключения шарикового замка при запасном и аварийном
открытии створок срабатывает электроспуск 1. Спусковой рычаг вы­
водится из зацепления со штоком 14 поршня, и пружина перемещает
шток вниз.
Вильчатый рычаг приподнимает гильзу 4 и открывает шарико­
вый замок. После открытия шарикового замка каретка 9 перемещает­
ся под действием пневмопружины, которая состоит из цилиндра 8 и
штока 7.
Во внутренней полости пневмопружины находится сжатый азот,
энергия которого используется при запасном и аварийном способах
открывания створок. Аварийный механизм взводится под действием
давления гидросмеси, поступающей в цилиндр 16, через штуцер 17
при закрытии створок.
Минимальная нагрузка на замок в крайних положениях створок
обеспечивается выбором рациональной кинематической схемы меха­
низма. Такой способ разгрузки получил название кинематического
замка. В закрытом положении оси тяг смещены на несколько милли­
метров наружу относительно осей вращения качалок. При этом мо­
мент, создаваемый весом створок, не нагружает шариковый замок.
Поступление гидросмеси в силовые цилиндры обеспечивается
гидросистемой. Ее принципиальная схема приведена на рис. 27.3.
Система соединяется с первой и второй гидросистемами (ГС) са­
молета и включает силовые цилиндры СЦ1, СЦ2, пневмопружины ПП1,
ПП2, золотниковые распределители ЗР1, ЗР2, реверсивные порционеры
РП1, РП2, дроссельный клапан Др, гидравлические краны ГК1, ГК2 с
электромагнитным управлением, клапан отключения КлО и три обрат­
ных клапана OKI, ОК2, ОКЗ.
Золотниковые распределители ЗР1, ЗР2 обеспечивают переклю­
чение гидропривода с основного способа управления створками на
запасное их закрытие. Переключение происходит автоматически при
подаче давления в распределитель на закрытие створок после сраба­
тывания ГК1, ГК2. При отключении второй ГС золотниковые рас­
пределители вновь подключат привод к первой ГС.
350
Реверсивные порционеры РП1, РП2 предназначены для синхро­
низации движения штоков цилиндров СЦ1, СЦ2 в силовых механиз­
мах. Каждый из порционеров является делителем потока жидкости и
стабилизатором ее расхода. Независимо от величины противодавле­
ния они обеспечивают равный расход жидкости в каждой из ветвей.
Дроссельный клапан Др ограничивает расход жидкости и допол­
нительное гидравлическое сопротивление. При этом достигается необ­
ходимая плавность хода при одновременном воздействии СЦ1 и ПП1.
Тем самым исключаются гидравлические удары в трубопроводах.
Гидравлические краны ГК1, ГК2 с электромагнитным управле­
нием обеспечивают подачу жидкости из ГС самолета. При этом кран
ГК1 обеспечивает основное управление створками, а кран ГК2 —
запасное закрытие.
Клапан отключения КлО при запасном и аварийном открытии
створок соединяет нижние полости силовых цилиндров со сливной
магистралью, минуя ГК1.
Обратные клапаны O K I, ОК2, ОКЗ обеспечивают протекание
жидкости только в одном направлении.
Управление створками по основному каналу обеспечивается
ГК1. При открытии створок он соединяет магистраль нагнетания
351
первой ГС с верхними полостями СЦ1, СЦ2 через Др. Жидкость из
нижних полостей через РП1, КлО, ГК1 и OKI вытесняется в сливной
бак первой ГС. Закрытие створок происходит аналогично, но к маги­
страли нагнетания подключаются нижние полости силовых цилинд­
ров, а к сливной — верхние.
Управление створками по запасному каналу обеспечивается
ГК2. При закрытии он подключает магистраль нагнетания второй ГС
к РП2. При этом поршни ЗР1, ЗР2 перемещаются и жидкость на вто­
рой ГС поступает в нижние полости СЦ1, СД2, а из верхних полос­
тей — вытесняется в сливной бак через ОК2.
Запасное открытие створок происходит при одновременном
срабатывании электроспусков аварийных механизмов, открывающих
шариковые замки и ГК2, подключающего магистраль нагнетания
второй ГС к КлО.
Поршень КлО перемешается, соединяя РП1 со сливным баком
первой ГС. Под действием пневмопружины поршни СЦ1, СЦ2 начина­
ют перемещаться вниз, при этом жидкость из нижних полостей перете­
кает в верхние через РП1, КлО и OKI. Избыток жидкости вытесняется
через OKI в сливной бак первой ГС. Разность рабочих объемов верхней
и нижней полостей силового цилиндра обусловлена штоком.
Аварийное открытие створок отличается от запасного лишь тем,
что электроспуски аварийных механизмов СЦ1, СЦ2 и ГК2, срабаты­
вают по аварийной цепи.
27.2.2. Механизм створок контейнерного агрегата подвески
Механизм створок предназначен для автоматического и ручного
открытия и закрытия контейнерного агрегата подвески авиационных
средств поражения. Автоматическое управление створками обеспе­
чивается пневмоприводом.
Схема механизма створок контейнерного агрегата подвески по­
казана на рис. 27.4.
Створки 1 жестко закреплены на ведущих рычагах 3. Вращаясь от­
носительно оси 7, ведущие рычаги обеспечивают открытое или закры­
тое положение створок. Синхронизация движения правой и левой ство­
рок обеспечивается рычагами 2 и тягами 8. Тросы 10, проходящие
каждый через три ролика 9, связывают передний и задний ведущие ры­
чаги створок и обеспечивают синхронное движение этих рычагов.
352
э
Пневмоцилиндр 6 создает необходимое для открытия и закры­
тия створок усилие, а также фиксирует механизм в двух крайних по­
ложениях с помощью шарикового замка. Открытие створок происхо­
дит при выдвижении штока пневмоцилиндра, который через
корпус 5 ручного привода поворачивает ось 4 в направлении, пока­
занном стрелкой. Ось 4 обеспечивает поворот рычагов 2, а следова­
тельно, и вращение створок. Закрытие створок происходит аналогич­
но при втягивании штока пневмоцилиндра.
Ручное открытие или закрытие створок производится специаль­
ным ключом с помощью ручного привода, размещенного в корпу­
се 5. Привод представляет собой червячную пару, червяк корой вра­
щается в корпусе 5 спецключом, а червячное колесо соединено с
осью 4.
В составе контейнерного агрегата подвески может быть не­
сколько механизмов, показанных на рис. 27.4. В этом случае пневмо­
система агрегата подвески должна обеспечить работу нескольких
пневмоцилиндров.
На рис. 27.5 показана принципиальная схема пневмосистемы
контейнерного агрегата подвески с двумя пневмоцилиндрами ПЦ1,
ПЦ2. В состав системы входит баллон Б, фильтр Ф, зарядный клапан
ЗК, манометр М, электроклапан ЭПК, воздушный редуктор ВР, пере­
пускной клапан Пер. Кл, два клапана сброса: Кл. Сб. 1, Кл. Сб. 2 и
четыре дюзы Д 1, Д2, ДЗ, Д4, через которые трубопровод соединяется
непосредственно с цилиндрами ПЦ1, ПЦ2
353
Баллон заряжается на земле до давления от 7 до 11 МПа в зави­
симости от температуры наружного воздуха при заряжании. Воз­
душный редуктор ВР понижает давление. Перепускной клапан
Пер. Кл. и клапан сброса Кл. Сб. 1, 2 обеспечивают подачу сжатого
воздуха или его стравливание из соответствующих полостей пневмо­
цилиндра, а дюзы, ограничивая расход воздуха, предотвращают удар
и обеспечивают относительную плавность хода. Пневмоэлектрокла­
пан по команде на открытие или закрытие створок обеспечивает по­
ступление сжатого воздуха из баллона.
Назначение остальных элементов пневмосистемы очевидно не
нуждается в пояснениях. Описанная пневмосистема обеспечивает не
менее 15 открытий и закрытий створок агрегата подвески без допол­
нительной заправки.
27.2.3. Механизм выноса (вывода) установки ракетного
вооружения
Рассмотрим функционирование механизма выноса установки РВ
с ракетой. Этот же механизм обеспечивает уборку установки РВ по­
сле отделения ракеты.
Непосредственно вынос установки РВ обеспечивается силовым
механизмом, в качестве привода используется силовой цилиндр,
нормальную работу которого обеспечивает гидросистема. Жидкость
в систему может поступать от двух независимых друг от друга гид­
росистем самолета — первой и второй. При этом вторая гидросисте­
ма может использоваться лишь в аварийных ситуациях.
354
Управление выпуском и уборкой установки РВ осуществляется
системой управления переводом установки РВ в боевое положение.
Силовой механизм вместе с корпусом установки РВ образует
шестизвенный рычажный механизм (рис. 27.6) и включает перед­
нюю 1 и заднюю 3 качалки, тягу 2, серьгу 4 и основание 13, которое
крепится к силовой конструкции самолета.
Передняя и задняя качалки поворачиваются относительно само­
лета на осях 5. К верхним проушинам б качалок присоединена тяга 2,
которая обеспечивает необходимую жесткость конструкции. К ниж­
ним проушинам 7 присоединяется установка 9 РВ, причем к перед­
ней— непосредственно, а к задней— осью 12 через серьгу 4. Про­
ушина 8 обеспечивает закрепление штока 10 силового цилиндра 11.
Последний создает усилия, необходимые для подъема и опускания
установки РВ, и фиксирует ее в крайних положениях с помощью ша­
риковых замков.
Принципиальная схема гидросистемы показана на рис. 27.7.
В состав гидросистемы входит дроссель Др, золотниковый распреде­
литель ЗР, силовой цилиндр СЦ и два трехпозиционных гидравличе­
ских крана ГК1, ГК2 с электромагнитным управлением.
Дроссель обеспечивает плавность хода, создавая сопротивление
потоку жидкости и ограничивая ее скорость.
Золотниковый распределитель подключает силовой цилиндр к
одной из двух гидросистем самолета. Трехпозиционные гидравличе­
ские краны управляют подачей жидкости из первой или второй гид­
росистемы самолета.
Система управления механизма выноса может работать в руч­
ном или автоматическом режиме. Вынос установки РВ возможен
355
только вручную. Уборка его от первой гидросистемы может быть
ручной или автоматической, а от второй — только ручной.
Рис. 27.7
При автоматической уборке держателя установки РВ кран ГК1
включается на уборку сразу после отделения ракеты. Повышение
давления в полости уборки приводит к открытию шарикового замка,
силового цилиндра и тем самым к освобождению штока с поршнем.
Дальнейшее поступление жидкости приведет к перемещению штока
с поршнем в крайнее положение. Шариковый замок обеспечит фик­
сацию штока в этом положении. После уборки установки РВ элек­
тромагнит крана ГК1 отпустит и обе полости силового цилиндра со­
единятся со сливной магистралью.
При ручном выпуске система работает аналогично, но срабаты­
вание крана ГК1 происходит при ручном включении специального
тумблера на щитке управления штурмана.
Ручные выпуск и уборка от первой гидросистемы происходят
с противодавлением, которое создается для исключения ударных
нагрузок в гидросистеме и заключается в кратковременной подаче
жидкости в полость, противоположную направлению движения
штока.
Противодавление обеспечивается системой управления. Так, при
ручном включении режима “Уборка” кран ГК1 кратковременно сраба­
тывает на выпуск. Жидкость поступает в полость выпуска и создает в
ней противодавление, при этом начало движения получается плавным.
Автоматическая уборка производится только после отделения ракеты,
поэтому противодавление при этом не создается. Отсутствие противо­
давления при работе от второй гидросистемы самолета объясняется
необходимостью максимального упрощения системы при аварийном
отделении.
27.2.4. Механизм поворота многопозиционной
катапультной установки
Механизм поворота обеспечивает поворот и фиксацию в оче­
редной позиции размещенной внутри фюзеляжа самолета многопо­
зиционной катапультной установки.
Механизм поворота состоит из силового механизма и гидроприво­
да, который включает в себя гидросистему и две пары гидродвига­
телей — поворота и стопорения. Гидродвигатели выполнены в виде си­
ловых цилиндров, штоки которых соединены. Гидросистема МКУ
соединяется с двумя независимыми гидросистемами самолета: основ­
ной и резервной. Механизм поворота обеспечивает поворот и стопоре­
ние МКУ как при загрузке ракет на земле, так при их разгрузке.
Основу силового механизма (рис. 27.8) составляет венец 1, же­
стко связанный с МКУ, и водило 2, которое может вращаться отно­
сительно МКУ. Водило соединяется осью 3 со штоком силового ци­
линдра 4 поворота. В отверстиях на венце равномерно размещаются
шесть вращающихся пальцев 9. Два пальца, находящиеся внизу, мо­
гут взаимодействовать с полумуфтами зубчатых секторов 7 и 8, со­
единенных зубчатой рейкой б со штоком силового цилиндра 5 сто­
порения.
357
Силовой цилиндр поворота закрепляется с помощью шарни­
ра 10. Силовой цилиндр стопорения жестко соединен с корпусом
МКУ. Каждый из шести пальцев 9 со стороны зубчатых секторов
имеет прямоугольный выступ, а с противоположной стороны — ори­
ентированный перпендикулярно выступу паз.
При повороте МКУ выступы пальцев заходят за пазы на полумуфтах зубчатого сектора. В свою очередь, выступ оси 3 водила с
противоположной стороны входит в паз пальца, находящегося снизу.
На рис. 27.8 венец 1, водило 2 с силовым цилиндром 4 поворота
и секторы 7,8 с силовым цилиндром стопорения условно раздвину­
ты. Корпус механизма поворота одновременно выполняет функцию
передней опоры МКУ.
В походном положении, когда МКУ необходимо повернуть на
угол 60°, секторы 7, 8 повернуты рейкой 6 силового цилиндра 5 стопо­
рения таким образом, что сочлененные с ними выступы пальцев 9, ори­
ентированы по касательной к окружности венца 1 и не препятствуют
его вращению. Выступ оси 3 водила 2, сочлененный с пазом пальца 9,
ориентирован в радиальном направлении таким образом, что венец 1
оказывается связанным с водилом 2.
При втягивании штока силового цилиндра 4 поворота водило 2
поворачивает венец 1, а значит, и МКУ на угол 60°. После этого про­
исходит втягивание штока силового цилиндра стопорения, который с
помощью рейки 6 и зубчатых секторов 7, 8 поворачивает оба пальца
9 и ось 3 на угол 90°. При этом пазы секторов стопорят венец 1 отно­
сительно корпуса МКУ. В этом положении паз пальца 9, соединенно­
го с осью 3 водила, уже не препятствует движению штока силового
цилиндра поворота. Шток выдвигается, поворачивая водило 2 на
угол 60°, при этом выступ его оси 3 входит в зацепление с пазом
очередного пальца 9 венца 1.
При необходимости совершить еще один поворот силовой ци­
линдр стопорения с помощью зубчатой реечной передачи поворачи­
вает оба нижних пальца 9 и сцепляет венец 1 с водилом 2. Щ ток си­
лового цилиндра поворота, выдвигаясь, поворачивает МКУ.
В дальнейшем работа механизма поворота происходит аналогично
вплоть до поворота МКУ шестой позицией вниз (на угол 300°).
Ориентация пальцев 9, не сочлененных с пазами полумуфт зуб­
чатых секторов 7, 8, обеспечивается направляющим пазом в корпусе
МКУ. Выступ оси 3 во время холостого хода штока силового цилин­
358
дра поворота скользит по направляющему пазу в венце 1, тем самым
сохраняя необходимую ориентацию.
Конструкция механизма исключает поворот из шестой позиции
сразу в первую или из первой в шестую.
Вращение МКУ в противоположную сторону происходит за
счет смены последовательности работы силовых цилиндров стопоре­
ния и и поворота. В результате поворот МКУ будет происходить при
выдвижении штока силового цилиндра поворота, а не при его втяги­
вании, как было описано выше.
Как уже отмечалось, силовой привод включает по два силовых
цилиндра стопорения и поворота, располагающихся на одной оси
справа и слева от венца МКУ. На рис. 27.8 показаны только распо­
ложенные слева от венца МКУ силовые цилиндры.
Гидросистема обеспечивает подачу гидросмеси в силовые ци­
линдры в соответствии с командами системы управления, а также
регулирование скорости поворота МКУ. В состав гидросистемы
(рис. 27.9) входят электрогидравлические распределители Р1-Р8, ре­
гуляторы скорости СР1-СР4, а также силовые цилиндры поворота
Ц1 и Ц2 и стопорения ЦЗ, Ц4.
Застоп.
359
Система обеспечивается гидросмесью как от основной, так и от
резервной гидросистем самолета. Например, при основном управле­
нии после отделения ракеты срабатывает распределитель Р2, соеди­
няя левую полость цилиндра Ц2 с магистралью нагнетания основной
гидросистем самолета. Происходит расстопорение МКУ.
Затем срабатывает распределитель РЗ и МКУ начинает повора­
чиваться под действием давления жидкости, поступающей в правую
полость цилиндра ЦЗ. Регуляторы скорости C PI, СР2 обеспечивают
плавный разгон и торможение МКУ.
Схема работы регулятора скорости показана на рис. 27.10.
В его состав входит золотник 5, шток 2 которого с помощью пружи­
ны поджимается к кулачку 3, жестко закрепленному на венце 1 МКУ.
Если МКУ зафиксировано в одной из шести позиций, шток 2
кулачка 3 находится в таком положении, когда зазоры для прохож­
дения гидросмеси в силовой цилиндр 4 поворота и выхода из него
минимальны. Расход гидросмеси через золотник определяет скорость
движения штока цилиндра 4.
По мере поворота МКУ кулачок будет перемещать шток золот­
ника, увеличивая площадь проходных сечений трубопровода. МКУ
будет поворачиваться с нарастающей скоростью до выхода штока из
впадины кулачка на цилиндрическую поверхность. При этом площа­
ди проходных сечений золотника имеют максимальный размер, и
МКУ вращается с максимальной скоростью.
При подходе к очередному фиксированному положению шток
золотника переместится вправо, уменьшая площадь проходных сече­
ний и обеспечивая торможение МКУ. При приходе в следующую
360
позицию распределитель РЗ (см. рис. 27.9) отпустит, силовой ци­
линдр ЦЗ поворота отсоединится от магистрали нагнетания, а сило­
вой цилиндр Ц2 стопорения зафиксирует МКУ.
После этого шток 2 (см. рис. 27.10) кулачка поджимается специ­
альным рычагом (на рисунке не показан). Распределитель Р4
(см. рис. 27.9) срабатывает, цилиндр Ц4 перемещает шток, а вместе с
ним и водило с максимальной скоростью в исходное положение. При
необходимости вращения МКУ в противоположную сторону изменяет­
ся только последовательность срабатывания распределителей Р1-Р4.
Работа системы по резервному каналу происходит аналогично.
§ 27.3. Математические модели перевода установки
ракетного вооружения в боевое положение
27.3.1. Математическая модель динамики поворота
многопоцизионной катапультной установки
Математическое моделирование процесса перевода установки
РВ в боевое положение позволяет анализировать зависимость основ­
ных характеристик механизма перевода от конструктивных парамет­
ров, определить предельные нагрузки в элементах системы и в итоге
создать рациональную конструкцию.
Большинство рассмотренных в § 27.2 механизмов используют в
качестве двигателя силовой цилиндр. Поэтому целесообразно рас­
смотреть математическую модель устройства перевода установки РВ
в боевое положение с гидроприводом. В качестве типового рассмот­
рим устройство поворота МКУ.
Кинематическая схема механизма показана на рис. 27.11. Меха­
низм поворота представляет собой кривошипно-кулисный механизм.
Кулисой является силовой цилиндр поворота, а кривошипом — МКУ
с ракетой.
Будем считать все звенья механизма абсолютно жесткими. То­
гда механизм имеет одну степень свободы. В качестве обобщенной
координаты выберем угол и поворота МКУ.
Второе допущение заключается в том, что масса силового ци­
линдра пренебрежимо мала по сравнению с массой МКУ. Кроме то­
го, будем считать гидросмесь несжимаемой. Требуется определить
закон движения МКУ о ( /) .
361
С учетом первых двух допущений можно записать уравнение
[ j M + ArA( j A+ m * n2) ] u = M B,
где
(27.1)
J M, J A — моменты инерции МКУ и ракеты соответственно;
т — масса ракеты;
N a — количество ракет, находящихся на МКУ;
/?Г1 — расстояние между осью вращения МКУ и осями ракет;
М в — момент внешних сил, действующих на МКУ.
В полете на МКУ действуют моменты от аэродинамических сил,
от веса ракеты, а также момент, создаваемый цилиндром поворота.
Рассмотрим поворот полностью загруженной МКУ. Тогда, счи­
тая аэродинамический момент пренебрежимо малым и учитывая, что
при симметричной загрузке ракет момент от сил веса не создается,
можно записать
М в =QRXsin (u + \|/),
(27.2)
где Q — усилие на штоке гидроцилиндра;
R} — расстояние от центра вращения МКУ до точки крепления
штока гидроцилиндра к МКУ;
ѵ|/ — угол поворота гидроцилиндра.
Для определения усилия Q рассмотрим схему гидропривода
(рис. 27.12). Очевидно, что
е=(л-л)^„.
где
(27-3)
р ], р 2 — давления гидросмеси соответственно в левой и правой
полостях цилиндра;
Fn — площадь поршня гидроцилиндра.
362
Значения р х и р2 определим из дифференциального уравнения
движения жидкости. Учитывая ее несжимаемость, а также пренебре­
гая упругими свойствами трубопровода от золотника до цилиндра
(из-за малой длины трубопровода), можно записать уравнение нераз­
рывности потока жидкости:
G ,= G 2 = F nx,
(27.4)
где G, — секундный массовый расход гидросмеси, поступающей
через золотник в левую полость гидроцилиндра;
G2 — секундный массовый расход гидросмеси, вытекающей из
правой полости гидроцилиндра через золотник;
х — ход штока гидроцилиндра.
Как известно, секундный массовый расход жидкости G через
дроссель площадью проходного сечения F определяется по формуле
G = pF Ц - ,
(27.5)
ѴРДР
где р — плотность жидкости;
Ар — разность давлений жидкости до и после дросселя;
р — коэффициент расхода, учитывает потери на трение и сжа­
тие потока жидкости.
363
Коэффициент расхода зависит от числа Рейнольдса. Для мине­
ральных масел, применяемых в гидравлических приводах, ц = 0,61...0,65.
С учетом (27.5) можно записать выражения для определения се­
кундного массового расхода жидкости через золотник с кольцевыми
проточками для правой и левой полостей:
2_____
G, = \ibz
р(Рн-Рі)
(27.6)
2
G2 = \ibz
Р [Р і-Р сУ
где
Ъ — длина окружности поршня золотника;
z — ход поршня золотника;
Рн ’Рс — давление гидросмеси соответственно в магистралях
нагнетания и слива гидросистемы самолета.
Сопоставив (27.4) и (27.6), получим
Рн~ Р\= Рг~ Рс= Рд■
(27-7)
Тогда вместо системы (27.6) можно записать
Fnx = [ibz
2
(27.8)
РРа
Продифференцировав уравнение (27.8) по времени, получим
дифференциальное уравнение движения гидросмеси:
Г
У
2
V
Епх = цЬг ----- + \ibz ------\РРд
{РРа)
х
рд.
(27.9)
Ход золотника z определяется профилем кулачка 3 (см. рис. 27.10)
и является функцией хода поршня х :
z = z0+-
-х при 0 <х < х,;
z - z m при jt, < х < х 2;
~ zn
z = zQ— ------ х при х2 < х < х3.
364
(27.10)
График функции хода поршня (27.10) приведен на рис. 27.13.
Рис. 27.13
С учетом (27.7) уравнение (27.3) можно переписать в виде
Q = Fn(p n - 2 p a ),
(27.11)
где р п — давление питания: р п = р н - рс .
Тогда уравнение (27.1) с учетом (27.2) и (27.11) можно перепи­
сать в виде
[J m +NA(J A +mR^ )] ^ = R^ M v + v ) Fn(Pn ~ 2Рд)-
(27.12)
Дифференциальные уравнения (27.9), (27.12) и уравнения (27.10)
необходимо дополнить уравнениями связи, устанавливающими отно­
шения между переменными х , и и ѵ|/. Такие уравнения могут быть
получены при кинематическом анализе кривошипно-кулисного меха­
низма (см. рис. 27.11) из геометрических соображений.
Путем несложных преобразований можно получить следующие
выражения:
/
1
( ттЛ
71\
71 О
х = . I/2 +47?. sin2 и — + 47?/sin и — sin ---1--- -1 ; (27.13)
J
1
3J
1
3;
Із 2 )
Ги
и и
А
ѵ)/ = arctg { —ctg
—+
U
12 і - Г і ?
1в
Л
где А = sin и —
3 У- °
4
;
У
/
В = sin I и - — + 0,5
3
Я
I — геометрический параметр механизма (см. рис. 27.11).
365
(27.14)
Уравнения (27.13), (27.14) получены при условии, что ракеты на
МКУ расположены равномерно через 60°.
Нелинейные дифференциальные уравнения (27.9) и (27.12) вме­
сте с уравнениями связи (27.10), (27.13), (27.14) представляют собой
математическую модель процесса поворота МКУ. Эти уравнения мо­
гут быть решены численно с помощью ЭВМ. Начальными условиями
являются t = 0; и = 0; рп - 0 .
Описанная математическая модель позволяет проанализировать
зависимость времени поворота МКУ от загрузки барабана, питания
гидропривода, определить максимальные усилия в звеньях механизма.
Можно также ставить задачу об определении рационального ку­
лачка, управляющего золотником, исходя из требования обеспечения
максимального быстродействия при ограничении на кинетическую
энергию загруженного ракетами МКУ при приходе в определенную
позицию.
27.3.2. Уравнения движения створок бомбового отсека
(отсека вооружения)
Математическое моделирование процессов открытия и закрытия
створок бомбового отсека рассмотрим на примере механизма, опи­
санного в п. 27.2.1. Кинематическая схема механизма показана на
рис. 27.14.
Звено 2 соответствует каретке, звено б — створке бомбового от­
сека, звенья 3 и 5 — промежуточным тягам, а звено 4 — качалке. Ос­
нование обозначается как звено 1. Звенья 1, 2, 3, 4 образуют криво­
шипно-ползунный механизм, а звенья 1, 4, 5 и 6 — шарнирный
четырехзвенник.
Как и в п. 27.3.1, все звенья механизма будем считать абсолютно
жесткими, а жидкость в гидроцилиндре— несжимаемой. С учетом
первого допущения механизм створок обладает одной степенью сво­
боды. Положение механизма будем характеризовать угловым пере­
мещением створок бомбового отсека. Требуется определить закон
движения механизма створок.
Для составления дифференциального уравнения движения ме­
ханизма воспользуемся уравнением Лагранжа второго рода. Это
уравнение для механизма створок имеет вид
366
d_fdT]_dT_
d t\d v J dv
(27.15)
где T — кинетическая энергия механизма;
R — обобщенная сила, действующая на механизм;
ѵ — угол поворота створок бомбового отсека (обобщенная ко­
ордината).
Очевидно, что для рассматриваемого механизма
6
T = Y , Ti1=1
(27.16)
Здесь под 71 понимаются значения кинетической энергии от­
дельных звеньев механизма:
367
(27.17)
где х — перемещение штока силового цилиндра;
J 2,J 4,J S,J 6 — моменты инерции соответствующих звеньев;
т2— масса поршня со штоком и кареткой;
со3-со5 — угловые скорости соответствующих тяг.
Так как тяги 3 и 5 совершают одновременно поступательное и
вращательное движение, справедливы соотношения
—J ll3 + т, ( Д3С3) ,
(27.18)
J 5 = J uS + т5( В5С5) ,
где
,/3, J 5, щ , т5 — моменты инерции тяг 3 и 5 относительно их
центров масс и их массы соответственно;
С3, С5 — положения центров тяг;
Д ., В5 — положения мгновенных центров вращения тяг.
Обобщенная сила R находится из выражения для элементарной
работы:
ЗА = ОЗх - М в3ѵ,
где
(27.19)
8х , 8ѵ — элементарные перемещения поршня цилиндра и
створок бомбового отсека соответственно;
Q — усилие привода;
М в — момент внешних сил, действующих на створки; к числу
внешних сил относят аэродинамическую силу и вес створки.
Для определения обобщенной силы элементарное перемещение
Зх должно быть выражено через элементарное перемещение 8ѵ :
8х = / ( ѵ ) 8ѵ.
Учитывая, что ЗА - R 3v, получим
R = Q f{ v ) - M B.
(27.20)
Функция / ( ѵ ) определяется из кинематического исследования
механизма створок. Поскольку известны все геометрические пара­
метры механизма, можно записать
368
где х0 — координата крайнего нижнего положения каретки;
/3, /4, R, ф' — геометрические характеристики механизма ство­
рок (см. рис. 27.14).
Соотношение между углами ѵ поворота створок бомбового от­
сека и ф' качалки 4 определяется выражением
ф '= arctg
-i-arccos
L - l 6cos v
/4 + /5 + /6 + L —
cos v
(27.22)
Здесь 1",15,16,Ь — также геометрические характеристики меха­
низма, смысл которых ясен из рис. 27.14.
Выражения (27.21) и (27.22) позволяют установить однозначную
связь между координатами х и ѵ в виде функции / (ѵ).
Для определения усилия О привода рассмотрим процессы, про­
текающие в гидросистеме. Упрощенная схема гидропривода показа­
на на рис. 27.15. Силовой цилиндр с помощью гидравлического кра­
на Кр может соединяться с магистралями нагнетания и слива.
В магистрали нагнетания стоит дроссель Др, предназначенный для
расхода гидросмеси. Шток силового цилиндра соединен с поршнем
пневмопружины.
Поскольку гидросмесь считается несжимаемой, с учетом фор­
мулы (27.5) можно записать выражение секундного массового расхо­
да гидросмеси через дроссель Др при положении крана Кр, соответ­
ствующем закрытию створок:
(27.23)
где F — площадь проходного сечения дросселя Др;
ц — коэффициент расхода гидросмеси;
р — плотность гидросмеси;
ри — давление в магистрали нагнетания;
Р2 — давление под поршнем.
369
Др
Пренебрегая упругими свойствами трубопровода, получим
G{ =Fn2x,
где
(27.24)
Fn2 — площадь нижней поверхности поршня силового цилинд­
ра.
Приравняв (27.23) и (27.24) и продифференцировав полученное
выражение по времени, получим
- 0 ,5
Fn2x = ~ ^
РІ Р н - Р і ) ,
Рг-
(27.25)
Знак “минус” в уравнении (27.25) показывает, что прирост дав­
ления р2 приводит к уменьшению расхода жидкости через Др и, сле­
довательно, скорости движения поршня. Начальные условия для
уравнения (27.25) имеют вид
t = 0; х = х0; і = 0; р2 = р с ,
где
р с — давление в сливной магистрали гидросистемы.
Усилие Q, действующее на шток привода, является равнодейст­
вующей усилий силового цилиндра и пневмопружины:
370
г
Q = P iF m -P xF n \ - F*Pz•
(27-26)
где Fnl — рабочая площадь верхней поверхности поршня силового
цилиндра;
Fa — площадь поршня пневмопружины;
рл — давление газа на пневмопружине.
Процессы, протекающие в пневмопружине, будем считать адиа­
батическими, тогда справедливо соотношение
роК
=
(27.27)
ру:
где р0, Ѵ0 — начальное давление и объем азота в пневмопружине;
Ѵа — текущий объем азота;
ге — показатель адиабаты азота.
Учитывая, что VE- V 0 - F ax , и обозначая длину цилиндра пнев­
мопружины через /п , получаем
{
Л =Ро 1\
V*
(27.28)
*
Iп у
Подставив (27.28) в (27.26) и учтя, что р2- рс , получим выра­
жение усилия гидропривода:
Q
= Р2К 2 - PlFnl~ PoF* 1—
LnJ
(27.29)
Так как массы звеньев 2, 3, 4 и 5 малы по сравнению с массой
створок бомбового отсека, то, подставив выражение для Т6 в уравне­
ние Лагранжа (27.15) и раскрыв скобки, получим довольно простое
выражение:
J 6v = Q f ( v ) - M B.
(27.30)
Уравнение (27.30) решается при начальных условиях
t = 0; v = v0; ѵ = 0.
Дифференциальные уравнения (27.25), (27.30) и уравнения связи
(27.21), (27.22), (27.26) описывают процесс закрытия створок бомбо­
вого отсека. Эти нелинейные дифференциальные уравнения решают­
ся стандартными методами.
371
Процесс открытия створок описывается теми же уравнениями,
меняется лишь выражение (27.25), которое принимает вид
-\
Г
2
р(Рн-л)
- 0 .5
Рѵ
(27.31)
Это уравнение необходимо решать при начальных условиях
t = 0; х = хт\ /?, = рс; х = 0,
где хт — координата крайнего верхнего положения поршня гидро­
цилиндра.
Описанная математическая модель позволяет проанализировать
зависимость времени открытия и закрытия створок бомбового отсека
от уровня нагрузок и от конструктивных параметров механизма и
силового привода. Такой анализ может быть выполнен как для ос­
новного, так и для запасного и аварийного способов управления. В
последнем случае следует иметь в виду, что активной силой является
сила пневмопружины.
Дифференциальные уравнения (27.25), (27.30), (27.31) и уравне­
ния связи (27.21), (27.22), (27.26) из-за их громоздкости и сложности
целесообразно решать на ЭВМ.
Глава 28. Критерии технического уровня
установок
§ 28.1. Система типоразмеров установок ракетного
вооружения
Наличие в настоящее время большого количества типов АПУ и
АКУ значительно усложняет условия их унификации. Определение ра­
циональных путей и направлений унификации установок РВ для со­
кращения в перспективе их номенклатуры является важной задачей.
Принципиально возможны три основных направления унифика­
ции установок РВ (см. рис. 21.6).
Принципы унификации установок РВ рассмотрены в § 21.7. Бы­
ло показано, что наиболее перспективным является направление, за­
ключающееся в создании унифицированных установок РВ для ракет
372
одной весовой группы для применения на различных типах самоле­
тов. В этом случае установка РВ получается малогабаритной и не­
большой массы. В пределах одной весовой группы легче провести
унификацию присоединительных элементов.
Разработка системы типоразмеров авиационных пусковых и ка­
тапультных установок позволит решить весь круг задач современной
и перспективной боевой авиации с применением минимального ко­
личества типов АПУ и АКУ.
Для определения системы типоразмеров установок РВ целе­
сообразно провести анализ параметров, влияющих на эти установ­
ки. В основу построения системы типоразмеров АПУ и АКУ мо­
жет быть положен принцип классификации по массе применяемых
ракет. Применяемые в настоящее время ракеты имеют разнооб­
разные механические, электрические и пневматические узлы сты­
ковки с РВ.
Механические узлы стыковки ракет (бугели) предназначены для
надежного удержания их на установке во всех режимах боевого при­
менения самолета. Помимо механической прочности, узлы подвески
должны обеспечивать удобную подвеску и снятие ракеты в эксплуа­
тации, обладать минимальной массой и аэродинамическим сопро­
тивлением при совместном и автономном полетах ракеты.
Применяются двух- и трехбугельные схемы подвески ракет:
внутренние, полуутопленные и наружные бугели, охватывающие,
охватываемые бугели, а также бугели в виде грибка.
На рис. 28.1 представлены варианты исполнения бугелей различ­
ных ракет. Анализ показывает, что даже в пределах весовых групп
имеются бугели различной конструкции. Все это обусловливает необ­
ходимость создания большого количества однотипных установок РВ,
отличающихся друг от друга элементами стыковки.
Одним из важных показателей совершенства бугелей является
коэффициент приращения сопротивления Асх, который определяет­
ся отношением миделевого сечения бугелей к миделю ракеты. Для
всех существующих в настоящее время ракет этот коэффициент из­
меняется от 0 до 0,238. Максимальными значениями Асх обладают
узлы подвески ракет класса “воздух— воздух” массой до 100 кг.
Минимальным значением коэффициента Д сѵ обладают узлы подвес­
ки ракет массой свыше 1000 кг, утопленные в нишах корпуса ракеты.
373
Процесс открытия створок описывается теми же уравнениями,
меняется лишь выражение (27.25), которое принимает вид
-0 .5
F J = -\xF
?{Р н -Р \).
А-
(27.31)
Это уравнение необходимо решать при начальных условиях
t = 0; х = хт; р { = рс ; х = 0,
где хт — координата крайнего верхнего положения поршня гидро­
цилиндра.
Описанная математическая модель позволяет проанализировать
зависимость времени открытия и закрытия створок бомбового отсека
от уровня нагрузок и от конструктивных параметров механизма и
силового привода. Такой анализ может быть выполнен как для ос­
новного, так и для запасного и аварийного способов управления. В
последнем случае следует иметь в виду, что активной силой является
сила пневмопружины.
Дифференциальные уравнения (27.25), (27.30), (27.31) и уравне­
ния связи (27.21), (27.22), (27.26) из-за их громоздкости и сложности
целесообразно решать на ЭВМ.
Глава 28. Критерии технического уровня
установок
§ 28.1. Система типоразмеров установок ракетного
вооружения
Наличие в настоящее время большого количества типов АПУ и
АКУ значительно усложняет условия их унификации. Определение ра­
циональных путей и направлений унификации установок РВ для со­
кращения в перспективе их номенклатуры является важной задачей.
Принципиально возможны три основных направления унифика­
ции установок РВ (см. рис. 21.6).
Принципы унификации установок РВ рассмотрены в § 21.7. Бы­
ло показано, что наиболее перспективным является направление, за­
ключающееся в создании унифицированных установок РВ для ракет
372
одной весовой группы для применения на различных типах самоле­
тов. В этом случае установка РВ получается малогабаритной и не­
большой массы. В пределах одной весовой группы легче провести
унификацию присоединительных элементов.
Разработка системы типоразмеров авиационных пусковых и ка­
тапультных установок позволит решить весь круг задач современной
и перспективной боевой авиации с применением минимального ко­
личества типов АПУ и АКУ.
Для определения системы типоразмеров установок РВ целе­
сообразно провести анализ параметров, влияющих на эти установ­
ки. В основу построения системы типоразмеров АПУ и АКУ мо­
жет быть положен принцип классификации по массе применяемых
ракет. Применяемые в настоящее время ракеты имеют разнооб­
разные механические, электрические и пневматические узлы сты­
ковки с РВ.
Механические узлы стыковки ракет (бугели) предназначены для
надежного удержания их на установке во всех режимах боевого при­
менения самолета. Помимо механической прочности, узлы подвески
должны обеспечивать удобную подвеску и снятие ракеты в эксплуа­
тации, обладать минимальной массой и аэродинамическим сопро­
тивлением при совместном и автономном полетах ракеты.
Применяются двух- и трехбугельные схемы подвески ракет:
внутренние, полуутопленные и наружные бугели, охватывающие,
охватываемые бугели, а также бугели в виде грибка.
На рис. 28.1 представлены варианты исполнения бугелей различ­
ных ракет. Анализ показывает, что даже в пределах весовых групп
имеются бугели различной конструкции. Все это обусловливает необ­
ходимость создания большого количества однотипных установок РВ,
отличающихся друг от друга элементами стыковки.
Одним из важных показателей совершенства бугелей является
коэффициент приращения сопротивления Дс,., который определяет­
ся отношением миделевого сечения бугелей к миделю ракеты. Для
всех существующих в настоящее время ракет этот коэффициент из­
меняется от 0 до 0,238. Максимальными значениями Асх обладают
узлы подвески ракет класса “воздух— воздух” массой до 100 кг.
Минимальным значением коэффициента Д сѵ обладают узлы подвес­
ки ракет массой свыше 1000 кг, утопленные в нишах корпуса ракеты.
373
Рис. 28.1
Исходя из этого, необходимо в пределах весовых групп унифи­
цировать бугели изделий, что, в свою очередь, позволит провести
унификацию установок РВ.
Целесообразно также унифицировать в пределах весовых групп
электрические и пневматические узлы стыковки ракет, которые
должны быть одной конструкции и различаться количеством штырей
(электроразъемы) и проходным сечением (пневморазъемы системы
охлаждения).
§ 28.2. Характеристики технического уровня установок
ракетного вооружения
Для определения системы типоразмеров проведем также анализ
технического уровня существующих АПУ и АКУ. Исключительно
важной характеристикой технического уровня любой установки РВ
является масса конструкции.
Критерием массовой эффективности установки РВ является ко­
эффициент массового совершенства, который определяется следую­
щим образом:
m
К т= а - * - ,
тр
374
где а — коэффициент, определяемый весовой группой применяе­
мых ракет;
ту — масса установки;
т — масса ракеты.
Минимальные значения данный коэффициент имеет в случае
рационального размещения установки на самолете. При нерацио­
нальном размещении этот коэффициент увеличивается на поправоч­
ные коэффициенты:
• коэффициент разности баз:
К ,= \-Ъ х Ѵ
бр
где Ь{ — коэффициент влияния разности баз на коэффициент Кл ;
Бу — база установки;
Бр — база ракеты;
• коэффициент смещения баз:
Бу
где Ь2 — коэффициент влияния смещения баз на коэффициент К2;
ДБ — смещение баз Бу и Бр.
Коэффициент массового совершенства увеличивается также в
случае смещения центра масс ракеты от середины базы Бр. Коэффи­
циент смещения центра масс ракеты *
* 3 = 1 - ^
Ьу
где Ь: — коэффициент влияния смещения центра масс на коэффи­
циент К 3;
А/ — смещение центра масс ракеты от средней точки между
бугелями ( Б ).
На коэффициент массового совершенства влияет и наличие в
составе АПУ и АКУ узлов и агрегатов, не предназначенных для
375
функционирования данных установок и установленных на АПУ и
АКУ в соответствии с условиями рациональной компоновки ком­
плекса в целом. Это влияние определяется коэффициентом нефунк­
циональных агрегатов:
где
та — масса нефункциональных агрегатов.
В общем случае (с поправочными коэффициентами) коэффици­
ент массового совершенства имеет вид
п
где
Х А — сумма поправочных коэффициентов.
Важной характеристикой установки РВ является плотность
компоновки, которая характеризуется коэффициентом плотности
компоновки:
где
Ѵу — объем установки;
Ѵд — объем деталей;
тд , Уд — масса деталей и плотность материала соответственно.
Аэродинамическое качество АКУ и АПУ оценивается коэффи­
циентом аэродинамического совершенства:
где
Sy и 5 р — соответственно площади миделевого сечения уста­
новки и миделевого сечения ракеты.
Каждая установка РВ должна разрабатываться с учетом ее мак­
симального использования на различных самолетах и для различных
типов ракет.
376
Унификация установки по возможности применения для различ­
ных вариантов подвески определяется коэффициентом унификации:
/7
где £ в , — сумма вариантов подвески.
і=1
Данный коэффициент характеризует сложность создания уни­
фицированных установок. Зная коэффициент унификации устройст­
ва, легко определить сумму варианта подвески:
1
ІВ =
i- к
Функциональное совершенство, определяющее основные функ­
ции, для выполнения которых предназначена установка РВ, характе­
ризуется коэффициентом работоспособности:
*
р
=|3
МР ’
где Р — коэффициент приведения;
М — максимальная относительная скорость объекта;
Р — относительный параметр установки РВ:
• для АПУ:
-
V
L
m„g
Р„,
р = _сх_? + _ Е ^ .
где Ѵсх — скорость схода ракеты с направляющих;
L — длина направляющих АПУ;
t — время движения ракеты по направляющим;
g — ускорение свободного падения;
Рт — максимальная равнодействующая аэродинамических сил,
действующих на установку РВ:
• для АКУ:
V
wpg
P = Ka^ - t +
Н
Р,
377
где
Кш= --------- коэффициент влияния угловой скорости тангажа
®СР
ракеты;
Дсо — диапазон изменения угловой скорости тангажа ракеты;
соср — средняя угловая скорость тангажа ракеты;
Ѵѵ — вертикальная скорость катапультирования ракеты;
Н — величина хода сопровождения ракеты толкателями;
t — время катапультирования.
Характер изменения определенных значений отмеченных коэф­
фициентов в зависимости от массы подвешенных ракет для устано­
вок РВ приведен на рис. 28.2-28.6.
Рис. 28.2
Проведенный анализ применяемых ракет, типоразмеров буге­
лей, типов самолетов и мест размещения на них установок РВ, кон­
структивных особенностей установок РВ дал возможность разрабо­
тать систему типоразмеров авиационных пусковых и катапультных
установок.
В основу такой систематизации положен единый принцип под­
разделения всех установок РВ на весовые группы по массе применяе­
мых ракет вне зависимости от класса ракет и принципа действия уста­
новки. Весь весовой диапазон ракет подразделяется на шесть весовых
378
групп. В пределах одной весовой группы принято разделение на типы,
учитывающие конструктивные особенности устройств, например од­
но- и многопозиционные АКУ, балочные и трубчатые АПУ.
Систематизация типоразмеров АПУ и АКУ по весовым группам
представляет собой разработку системы базовых бугелей, обеспечи­
вающих подвеску всех типов ракет в пределах каждой группы
(см. рис. 28.1).
Таким образом, предлагаемая система обеспечивает применение
ракет с минимальными значениями массы и приращения аэродина­
мического сопротивления ракеты в полете и охватывает всю номенк­
латуру ракет.
379
Рис. 28.6
Раздел IX. БЕЗОПАСНОСТЬ ОТДЕЛЕНИЯ
АВИАЦИОННЫХ УПРАВЛЯЕМЫХ РАКЕТ
Глава 29. Проблема безопасности отделения
авиационных управляемых ракет
§ 29.1. М есто и роль систем старта и отделения
авиационных управляемых ракет в комплексе
авиационного управляемого ракетного вооружения
самолетов-носителей
29.1.1. Общие сведения и классификация
Авиационные управляемые ракеты в основном классифицируют
по месту нахождения цели относительно поверхности земли (в воз­
духе, на поверхности), а также в зависимости от особенности приме­
нения:
• по дальности нахождения цели относительно точки пуска (на
малой, средней или на большой дальности);
• типу поверхности (наземная или надводная цель).
Отметим, что применение АУР из отсеков фюзеляжа самолетаносителя (СН) исключает захват цели головками самонаведения (ГСН)
АУР до их пуска. Поэтому АУР, которыми оснащаются перспективные
СН пятого поколения, имеют следующую важную особенность. Она
заключается в том, что система управления указанных АУР строится
как инерциальная. Это позволяет системе управления АУР получать
перед пуском полетное задание (информацию о цели, о СН) с борта са­
молета-носителя, обеспечивающее необходимый набор исходных дан­
381
ных для решения бортовой ЭВМ АУР задачи наведения на цель при
полете АУР в режиме инерциального управления до момента захвата
ГСН цели.
Наличие информационного обмена между СН и АУР может
быть использовано для включения в него передачи на АУР команд на
ее управление с целью обеспечения безопасности отделения. При
этом указанные команды определяются на борту СН по специально­
му алгоритму, учитывающему режимы полета СН.
Исходя из вышеуказанного, при анализе систем СН, влияющих
на безопасность отделения АУР, необходимо рассматривать систе­
мы, участвующие в формировании информационного сопряжения
СН и АУР.
АУР, сама являясь достаточно сложным техническим комплек­
сом, представляет собой подсистему, входящую в комплекс более
высокого иерархического уровня— комплекс авиационного управ­
ляемого ракетного вооружения.
Комплекс авиационного управляемого ракетного вооружения
(КАУРВ) можно представить как совокупность образцов авиацион­
ного управляемого ракетного оружия, предназначенного для реше­
ния боевых задач поражения целей и обороны, устанавливаемого на
самолет-носитель, а также комплекса бортового оборудования, пред­
назначенного для автоматизации управления оружием. При этом
указанное бортовое оборудование как система управления вооруже­
нием (СУВ) входит составной частью в интегрированный комплекс
бортового оборудования СН.
Интегрированный комплекс бортового оборудования определя­
ется как функционально и аппаратно интегрируемый комплекс обо­
рудования:
• бортовых приемо-передающих и приемных систем, работаю­
щих в различных диапазонах длин волн;
• бортовой вычислительной системы, реализующей функции
обработки информации и выдачу управляющих и информационных
сигналов;
• информационно-управляющего поля кабины летчика, пред­
назначенного для автоматизации управления ЛА и оружием при вы­
полнении поставленных боевых задач и обеспечения эффективной
боевой работы летчика во всех возможных ситуациях, обусловлен­
ных осмысленным противодействием противника, в условиях отказ­
382
ных ситуаций, при взаимодействии с другими родами и видами Воо­
руженных сил РФ, в любых географических и погодно-климатичес­
ких условиях применения.
29.1.2. Состав комплекса авиационного управляемого
вооружения
Исходя из вышеприведенного определения, состав КАУРВ
можно представить в виде трех составляющих:
• самолета-носителя как летательного аппарата, содержащего
систему сопряжения с авиационными средствами поражения и сис­
темы управления вооружением;
• АУР как летательного аппарата, содержащего систему сопряже­
ния с самолетом-носителем и бортовой комплекс оборудования, вклю­
чающий такие системы оборудования, как система стабилизации и сис­
тема наведения ракеты на цель;
• установки авиационного вооружения (авиационной пусковой
или авиационной катапультной) как системы для обеспечения меха­
нического, а также энергетического и информационного взаимодей­
ствия (сопряжения) самолета-носителя и ракеты. С точки зрения
обеспечения безопасности отделения АУР от СН указанные взаимо­
действия рассматриваются в части обеспечения потребных условий
применения АУР.
29.1.3. Система управления вооружением
Система управления вооружением самолета-носителя обеспечивает
применение управляемых ракет в дальнем и ближнем воздушном бою,
захват и сопровождение цели в обзорных режимах радиолокационной и
оптико-локационной станций в дальнем воздушном бою, захват и сопро­
вождение визуально видимой цели в ближнем бою, определение госпри­
надлежности обнаруженной цели.
Система управления вооружением включает в себя:
• радиолокационный прицельный комплекс (РЛПК) с радиоло­
кационной станцией (РЛС);
• оптико-электронную прицельную систему (ОЭПС) с оптико­
локационной станцией (ОЛС) и нашлемной системой целеуказания;
383
• бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ);
• систему единой индикации (СЕИ);
• систему госопознавания;
• аппаратуру приборного наведения (АПН);
• систему управления оружием (СУО).
СУВ может работать в следующих режимах:
• ведения дальнего ракетного боя. Режим применяется для веде­
ния воздушного боя за пределами видимости на большой дальности;
• вертикального сканирования. Режим применяется для веде­
ния ближнего боя, при этом РЛС или ОЛС просматривает вертикаль­
ный участок воздушного пространства;
• строба. Режим применяется для ведения ближнего боя, при
этом прицельные системы направлены в одну точку пространства по
оси самолета в узком конусе;
• применения нашлемной системы целеуказания. Режим приме­
няется для ведения ближнего боя, при этом летчик может поворотом
головы наложить прицельное кольцо нашлемной системы целеуказа­
ния, расположенное перед его правым глазом, на цель и произвести
захват;
• фо. Режим используется только при отказах ОЛС и РЛС для при­
менения ракет с тепловыми или активными ГСН, способными захватить
цель самостоятельно без помощи прицельных систем;
• применения ракет.
СУВ в данном режиме обеспечивает:
1) назначение целей на атаку;
2) расчет зоны разрешенного пуска (ЗРП) по каждой атакуе­
мой цели;
3) формирование разрешения на пуск;
4) расчет целеуказания;
5) формирование полетного задания;
6) формирование команд радиокоррекции;
7) управление СУ О при подготовке и применении ракет;
8) индикационное обеспечения применения ракет;
9) управления истребителем для выхода в условия применения
и наведения ракет.
Радиолокационный прицельный комплекс предназначен для об­
наружения, определения координат, захвата и сопровождения воз­
душной цели. РЛПК одновременно может сопровождать несколько
384
воздушных целей, при этом перехватывает ту, которая представляет
наибольшую угрозу.
РЛПК включает:
• координатор, определяющий вектор пеленга цели в системе
координат антенны;
• доплеровский канал, вычисляющий относительную дальность
и лучевую скорость цели.
РЛПК производит вычисление параметров и логических при­
знаков для БЦВМ и СЕИ.
Входящая в состав РЛПК бортовая радиолокационная станция
(БРЛС) обеспечивает следующие режимы локации:
• обзора, для обнаружения воздушных целей;
• захвата цели;
• сопровождения выбранной для атаки цели.
БРЛС предназначена для выполнения следующих функций:
• определения режима работы станции;
• излучения и приема отраженного сигнала;
• определения дальности и лучевой скорости цели;
• определения характеристики линии визирования цели (век­
тор-пеленг и шлвц);
• сканирования пространства (осуществления поиска целей),
вращая “антенну”;
• захвата и удержания цели главным лепестком диаграммы на­
правленности.
Для решения этих задач каждая БРЛС имеет соответствующие
устройства:
• канал связи (прохождение сигнала локации через окружаю­
щую среду);
• антенну;
• канал дальности;
• логическое устройство, формирующее режим работы станции;
• сканирующее устройство, вырабатывающее сигналы для при­
водов в режиме сканирования (поиска);
• следящую систему, формирующую сигнал управления для при­
водов в режимах “Захват” и “Автосопровождение”;
• приводы для вращения антенны;
• аппаратуру формирования сигналов для индикации.
385
Оптико-электронная прицельная система предназначена для об­
наружения, определения координаты, захвата и сопровождения в ус­
ловиях оптической видимости теплоконтрастных воздушных целей.
• ОЭПС включает:
• теплопеленгатор, обнаруживающий и сопровождающий цели
и управляемые ракеты по их инфракрасному излучению;
• лазерный дальномер, вычисляющий относительную даль­
ность и лучевую скорость цели;
• нашлемную систему, позволяющую производить целеуказа­
ние головкам самонаведения ракет и сканирующему устройству ОЛС
путем поворота головы летчика в сторону той части пространства,
где ожидается нахождение цели.
ОЭПС может работать в следующих режимах:
• обзора, для обнаружения воздушных целей;
• захвата цели;
• сопровождения выбранной для атаки цели.
БРЛС и ОЭПС могут взаимодействовать во всех режимах.
В этом случае сигналы одной системы являются целеуказанием для
другой. Такая работа повышает надежность ведения цели и быстрое
восстановление в случае потери цели одной из систем.
Бортовая цифровая вычислительная машина обеспечивает взаи­
модействие радиолокационного комплекса и оптико-электронной
прицельной системы, а также для выбранного типа ракеты формиро­
вание:
• зоны возможного пуска;
• зоны достижимости;
• зоны отлета;
• зоны разрешенного пуска;
• команды “Пуск разрешен”;
• полетного задания для ракеты;
• команд радиокоррекции;
• команды “Захват цели”.
Также БЦВМ осуществляет прогнозирование параметров обна­
руженных целей и выработку команды для РЛС на уточнение пара­
метров целей в режиме сопровождения.
Формирование команды “Пуск разрешен” может осуществлять­
ся двумя способами:
386
1) выполнением следующих условий:
• нахождение текущей дальности до цели в диапазоне разре­
шенных дальностей:
А > т і„
—
D
< Da
• выдерживание допустимого пространственного пеленга цели:
coscpr -coscpB> Сгсн,
где Z)pmax — максимальная разрешенная дальность пуска по нема­
неврирующей цели, Z)Pmax = £>max - Ісх Ѵс5л;
tcx — время схода ракеты;
Ѵсьл — скорость сближения истребителя с целью;
D — текущая дальность до цели;
-Dpmin — минимальная разрешенная дальность пуска;
Фг, срв — углы пеленга цели;
Сгсн — косинус угла раствора пеленгатора,
-Опт — максимальная разрешенная дальность пуска, рассчитывается
в зависимости от максимального полетного времени ракеты и сред­
ней скорости сближения ракеты с целью.
Команда “Пуск разрешен” формируется после проведения под­
готовки ракеты, входа цели в ЗРП и при выполнении дополнитель­
ных условий:
• D < Dmд — текущая дальность до цели меньше индикаторной
дальности пуска, дальности, на которой датчик ГСН ракеты “видит”
тепловое излучение цели;
• |®генI —со„их — угловая скорость сопровождения ГСН ракеты
не более заданной;
• с момента пуска предыдущей ракеты прошло время t >
^задержки min з
2) совмещением зоны возможного пуска, зоны достижимости и
зоны отлета.
При формировании команды “Пуск разрешен” для неманеври­
рующей цели целесообразно применять первый способ, а для манев­
рирующей цели — второй способ.
При формировании полетного задания рассчитываются началь­
ные условия пуска ракеты:
• начальные координаты ракеты;
387
• скорость ракеты;
• управляющие ускорения. Для этого прогнозируется движение
захваченной цели и рассчитывается упрежденная точка (точка встре­
чи ракеты с целью);
• координаты и скорость истребителя;
• координаты цели относительно истребителя.
Все эти параметры передаются в ракету в момент пуска.
Команды радиокоррекции передаются в модель ракеты. Вычис­
ление корректировок производится на основе параметров цели, са­
молета-носителя и пущенной ракеты.
Команда “Захват цели” формируется при входе ракеты в зону
радиозахвата цели и передается в ракету.
Система единой индикации обеспечивает отображение необхо­
димой пилотажно-навигационной и прицельной информации на ин­
дикаторе лобового стекла летчика и дисплеях кабины.
Система индикации включает:
• индикатор на лобовом стекле (ИЛС);
• индикатор тактической обстановки (ИТО);
• индикатор радиолокационного и теплового каналов;
• многофункциональный индикатор для отображения приборов
и параметров полета.
СЕИ должна обеспечивать решение следующих задач:
• управление индикацией на ИЛС и на дисплеях кабины;
• управление “стробом захвата” от органов управления в ре­
жиме ДВЕ» — СИП (“дальний воздушный бой — сопровождение на
проходе”, т. е. в режиме сопровождения нескольких целей с сохране­
нием режима обзора БРЛС).
Строб захвата— подвижный курсор радара, которым можно
выбрать и взять цель в захват для применения ракет;
• определение выбранной “стробом захвата” цели;
• вывод речевой информации об аварийных ситуациях и инст­
рукций о дальнейших действиях летчика.
В СЕИ отображение элементов индикации на ИЛС и дисплеях
кабины осуществляется по разработанному протоколу информационно­
го взаимодействия с другими подсистемами, включающему признаки
отображения, координаты и значения элементов индикации.
Система госопознавания предназначена для расшифровки за­
кодированной информации о государственной принадлежности об­
388
наруженных целей и формирования соответствующих признаков
для отображения на ИЛС принадлежности объектов к группе “свой”
или “чужой”, а также отвечает на запросы о собственной принад­
лежности.
АПН в режиме полета по маршруту передает в СЕИ директорные значения параметров движения СИ, рассчитанные по положени­
ям предполагаемой цели и СИ.
Система управления оружием предназначена для осуществле­
ния в автоматическом режиме процессов пуска авиационных средств
поражения с заданными интервалами и в заданной последовательно­
сти после нажатия летчиком боевой кнопки.
СУО обеспечивает решение следующих задач:
• определение выбранного оружия. В зависимости от выбран­
ного варианта загрузки вооружения и выбранного пилона определя­
ется наименование и тип выбранного оружия, а также количество
ракет данного типа;
• подготовка ракеты к пуску;
• отработка процесса пуска. При подготовке ракеты и отработ­
ке процесса пуска моделируются внешние проявления процессов:
светосигнализация на пультах СУВ и экране ИЛС, временные за­
держки;
• формирование пусковых команд в соответствии с очередностью
разгрузки и ее состоянием. После нажатия летчиком боевой кнопки в
ракету пересылаются полетное задание (начальные координаты истре­
бителя и цели, скорость цели, начальные координаты и скорость ракеты
и т. д.) и команда на запуск двигателя ракеты.
Функциональная схема СУВ представлена на рис. 29.1.
Анализ вышеизложенного состава КАУРВ позволяет предста­
вить взаимосвязь и взаимодействие его составных частей в виде схе­
мы сопряжений СН с АУР, представленной на рис. 29.2, а именно
сопряжений:
• информационного;
• энергетического;
• механического.
Информационное сопряжение предназначено для обмена ин­
формацией между СУВ и бортовыми системами оборудования АУР,
включая ее системы стабилизации и наведения. В общем случае ин389
Система у правления.оружием____________________
Логическая часть
Определснне выбранного
типа ракет
Система
госопозііования
Пара уіетрическая часть
Формирование
команды
“Запуск ракеты”
(задание НУ)
Подготовка
ракеты к пуску
(индикация)
Распределе­
ние ракет по
подвескам
Формирование признака
"свон-чужоГі"
Отработка
процесса
пуска
Система единой
индикации
Оптико-электронная прицельная система
Логическая часть
Параліепірическая ѵ о о м ь
Логическая
часть
Определение со­
стояния элсмснтов индикации
« Г*
Определение
режима работы
ОЭПС
Режим
захвата
Режим сопровождения
Режим сканировапия
Параметрическая часть
390
Бортовая цифровая вычислительная машина
Логическая
Пара\ іетрическая часть
часть
• I Определение
Определение
Расчет
ЗРП, Пр
і
I!
параметров
сканируемых
целей
параметров
атакуемой
цели
Расчет параметров стрельбы для атакусмои цели
Аппаратура
приборного
наведения
Формирование
полетного
задания н команд
рдднокоррекцнн
Формирование
сигналов
директ-го
управления
часть
Определение
режима
работы РЛС
Г
І
1
L.
Параметрическая часть
СУлучам антенны
Режим
захвата
Режим скаііпровапия
Строб захвата
Режим
перемещения
строба
Определение вы­
бранной цели
Радиолокационный прицельный комплекс
г Логическая
Определение
положения и
значения элемента
индикации на
ИЛС и дисплеях
кабины
Режим сопровождения цели
if
!
і!
Антенна
Ліггсііііое
Канал связи
Рпс. 29.1
оэ
ѵо
Рис. 29.2
устройство
Внутренние данные
Внешние данные
формационное сопряжение осуществляется по цифровому и аналого­
вому каналам связи и реализуется как в подвеске АУР, так и по ли­
нии радиокоррекции в процессе ее полета к цели.
Энергетическое (Е) сопряжение предназначено для электропи­
тания аппаратуры бортовых систем и электросиловых агрегатов (на­
пример, электродвигателей рулевых приводов).
Механическое (М) сопряжение предназначено для удержания
АУР и ее отделения. Следует отметить, что узлы подвески СН, буду­
чи составным элементом механического сопряжения СН с АУР, оп­
ределяют конфигурацию положения АУР на СН, а именно линейные
и угловые параметры связанной с АУР системы координат в системе
координат, связанной с СН.
Все виды сопряжений реализуются с участием установки воо­
ружения. При этом:
1) механическое сопряжение СН с АУР является основным
функциональным назначением установки. Оно осуществляется, с од­
ной стороны, закреплением установки на СН с помощью стыковки
его узлов подвески с узлами подвески корпуса установки, а с дру­
го й — удержанием замково-стопорной системой установки узлов
подвески АУР (бугелей) в транспортном положении и их освобожде­
нием с приданием АУР необходимых для осуществления требуемого
отделения начальных параметров ее полета относительно СН;
2) информационное и энергетическое сопряжения в общем слу­
чае осуществляются как по расположенным в установке транзитным
каналам, так и по отдельным каналам, например:
• по аналоговому информационному каналу датчика “наличия
груза”;
• каналу преобразования стандартного электропитания, выраба­
тываемого на борту СН (=27 В; ~115 В 400 Гц), в электропитание с
иными потребными для нормального функционирования бортовой
аппаратуры АУР параметрами.
29.1.4. Системы старта и отделения
авиационных управляемых ракет
Для выделения систем КАУРВ, осуществляющих отделение
АУР от СН, следует рассматривать КАУРВ как иерархическую
структуру. В этом случае системой более низкого уровня, обеспечи­
392
вающей формирование потребных начальных условий полета АУР
относительно СН (параметров отделения АУР от установки воору­
жения), будет являться система старта АУР. Системой более высоко­
го уровня, включающей в себя систему старта и обеспечивающей
безопасность отделения АУР от СН, будет являться система отделе­
ния АУР.
Система старта — совокупность взаимосвязанных и взаимо­
действующих механических элементов (СН, установка вооружения,
АУР), обеспечивающая старт АУР. Под стартом понимается процесс
формирования заданных начальных условий полета АУР относи­
тельно СН, происходящий при движении АУР на установке воору­
жения.
Система отделения— совокупность взаимосвязанных и взаи­
модействующих элементов (СН, установка вооружения, АУР), обес­
печивающая отделение АУР от СН. Под отделением понимается
процесс движения АУР на начальном участке ее траектории с задан­
ными кинематическими параметрами. Начальный участок траекто­
рии АУР — участок траектории полета ракеты в окрестности СН от
момента потери механической связи с установкой вооружения до
замыкания контура наведения АУР на цель.
Система отделения совпадает по своим составляющим с систе­
мой старта и отличается от нее как система более высокого иерархи­
ческого уровня расширенным представлением:
• ракеты как объекта регулирования в контуре стабилизации;
• СН как механической системы и как информационной систе­
мы для настройки параметров контура стабилизации на начальном
участке траектории полета АУР.
Выделение из КАУРВ систем старта и отделения методически
целесообразно проводить на основе видов сопряжений между СН
и АУР. При рассмотрении системы старта как механической системы
следует учитывать механическое сопряжение, а при рассмотрении
системы отделения — также информационное и энергетическое со­
пряжения. Каждый вид сопряжения влечет за собой учет факторов,
влияющих на безопасность отделения АУР от СН.
Составляющие систем старта и отделения с указанием факторов,
влияющих на параметры отделения и на безопасность отделения
АУР, представлены на рис. 29.3 и 29.4 соответственно.
393
перегрузки самолета,
характеристики аэродинамической интерференции
Самолет„ носитель
геометрические параметры подвески,
жесткости ые характеристики
узлов подвески АКУ к самолету
П а р а м е т р ы п о л е та ,
инерционно- жесткост иые
характеристики кры ла
А
АКУ
UJ
чо
4^
Парам етры кинема
тичеосой схемы и с и ­
лового привела
стиы е характеристики
механизма
катапуль­
тирования и корпуса
у
характеристики
узлов подвески
[АКУ
м
ч
3
Ракета
Инерционно-жесткостиы е ха р а кте ри стики
А
аэродинамические характеристики
изолированной ракеты
''-ч
М
-
i
<')
А-аэродинамическое и
инерционное воздействие
механическое
сопряжение
Ракета
Инерционно- жесткоетн ы е х а р а к те р и с ти к и .
параметры КС
Рис. 29.4
v. •
§ 29.2. Понятие безопасности отделения
авиационных управляемых ракет и комплекс
условий для ее оценки
При реализации процесса отделения АУР от самолетовносителей при ее старте с пусковой установки (ПУ) рельсового ти­
п а — авиационной пусковой установки или с ПУ принудительного
отделения— авиационной катапультной установки под безопасно­
стью отделения в общем случае понимается обеспечение выполнения
следующего комплекса условий:
• отсутствие соударения АУР с СН или с установленными на
соседних точках подвески авиационными средствами поражения
(АСП) при полете АУР в окрестности СН;
• сохранение пространственной устойчивости АУР при ее по­
лете от момента потери физической связи с ПУ СН до момента за­
мыкания контура наведения АУР на цель. Следует отметить, что по­
теря ракетой устойчивости недопустима как по причине срыва
боевой работы, так и опасности столкновения нештатно управляемой
(нестабилизируемой) ракеты с самолетом-носителем или соседними
самолетами в боевой группе;
• отсутствие термодинамического воздействия газовой струи
двигателя АУР на двигательную установку СН, элементы его конст­
рукции и на установленные на нем АСП.
Соответственно, обеспечение безопасного отделения АУР от
СН — это обеспечение такого движения АУР, при котором указан­
ные выше условия выполняются. Следует отметить, что при проек­
тировании систем отделения с целью обеспечения безопасности АУР
указанное их движение следует рассматривать как сквозное (участок
движения АУР на ПУ с последующим участком полета в окрестно­
сти СН), поскольку на участке старта формируются начальные усло­
вия для начального участка полета АУР.
Исходя из комплексного характера обеспечения безопасности
отделения АУР от СН, ее оценка в принципе должна проводиться в
рамках комплекса условий, по каждому из которых оценивается один
из трех аспектов обеспечения безопасности, обеспечение несоударения АУР с СН, сохранение пространственной устойчивости АУР,
отсутствие газодинамического воздействия на носитель струи двига­
теля АУР.
396
В указанный комплекс входят следующие условия.
Условие для оценки обеспечения несоударения АУР с СН.
Идея условия оценки несоударения АУР с СН, включая элемен­
ты его конструкции и установленные на нем АСП, заключается в вы­
работке такого условия, выполнение которого гарантирует нахожде­
ние АУР в области допустимых значений (ОДЗ) координат
положения центра масс (ц.м.) АУР относительно СН. Указанная об­
ласть назначается разработчиком СН, как правило, по согласованию
с разработчиком АУР.
Рассмотрим показанное на рис. 29.5, 29.6 фронтальное сечение
СН в месте установки АУР на его внешней точке подвески (Т.П.).
Исследование относительного движения АУР удобно прово­
дить в связанной с СН относительной системе координат (ОТСК),
начало которой 0ОТ связано с СН и совпадает с положением ц.м.
АУР в подвеске (в транспортном положении), а оси Хот, Уот, Z0T
параллельны осям связанной с СН системы координат (СНСК). В
свою очередь, начало СНСК 0Н принадлежит строительной гори­
зонтали СН (СГС), ось Х н параллельна СГС, ось 7Нпринадлежит
плоскости его симметрии СН, ось ZHнаправлена в сторону правой
консоли крыла.
Рис. 29.5
397
t
\
Граница ОДЗ
Рис. 29.6
Для случая подмотогондольного (см. рис. 29.5) размещения ра­
кеты гарантированное условие нахождения ц.м. АУР в ОДЗ запишет­
ся в виде
7рот^от при хрот < 0;
(29.1)
где
_у*т — величина полного хода ц.м. ракеты на АКУ (с учетом
знака) в ОТСК;
Урот, хрот — координаты ц.м. ракеты в ОТСК;
/ — величина размаха рулей ракеты;
d — диаметр корпуса ракеты.
Приведенная система неравенств принимается во внимание
только при старте ракеты с АКУ. Этот вид старта позволяет разме­
щать ракеты вблизи воздухозаборников двигательных установок СН
(под или между мотогондолами). Применение катапультного старта
предусматривает введение временной задержки на запуск двигателя
ракеты, вследствие чего имеет место ее отставание от СН (хот < 0)
после схода с АКУ. Ракета “догоняет” СН, т. е. восстанавливает свое
начальное (транспортное) положение по координате хот = 0 только
398
после запуска двигателя. В дальнейшем ракета опережает СН
(хот > 0), и на этом этапе полета ракеты принимается во внимание
второе неравенство системы.
При катапультном старте для случая размещения ракеты между
мотогондолами или под крыльями (см. рис. 29.6) самолета-носителя
гарантированное условие нахождения ц.м. АУР в ОДЗ запишется в виде
З'рот
зѵ
| ѵ
при
<У
ук
ОТ
<
£ -d
2
V
при
<zr
*р„т
- °;
(29.2)
> °;
у рот ~> Уу г — ѵУ тНОпм м
при
У
— ѵк
У
ОТ 5
l-cos-J
А
где у 1 и г 1 = —-— -----— —
допустимые (граничные) смещения
ц.м. АУР;
.т.п.мм
Ут
— координата начала относительной системы координат
при подвеске ракеты на Т.П. между мотогондолами;
Zpor— координата ц.м. ракеты в ОТСК.
Следует отметить, что случай подвески ракеты на АПУ под
крылом отличается тем, что при пуске ракеты с АЛУ, когда у гот = 0 и
имеет место монотонное увеличение координаты хрот (хрот > 0), сис­
тема неравенств вырождается в следующую систему:
" РИ
W
* *
(29.3)
b w * /.
где величины z и у г задаются исходя из обеспечения несоударения
АУР с фюзеляжем СН.
Записанные условия (29.1)-(29.3) обеспечивают:
• пространственное нахождение АУР на безопасном расстоя­
нии от фюзеляжа и консолей крыла СН;
• исключение ситуации попадания кабины в область воздейст­
вия струи двигателя АУР при ее полете в окрестности СН.
Для случая внутрифюзеляжного размещения условие нахожде­
ния АУР в ОДЗ на этапе ее выхода из отсека вооружения запишется
в виде
399
\zkm+ z0HI> z r = z r (xpm + x0H, y pm. + y 0H);
<
X ko r + *он
**o r +
*„H
(29.4)
= Х п ( У р о т + y 0H’ Z pm + Z oh );
*
4
=
4
(P p o r +
То н » V
+
Z 0H ) ,
где / — поперечное расстояние до поверхности, определяющей
предельно допустимое положение АУР относительно боковых
стенок отсека вооружения СН;
zk от, хкт — координаты текущего положения в ОТСК точки к —
одной из точек на поверхности АУР, по положению которых
оценивается несоударение АУР со стенками или створками от­
сека вооружения СН;
4 = хп(Ун’2н)> 4 = 4 ( y H’zJ — предельные координаты, оп­
ределяющие предельно допустимое положение АУР относи­
тельно передней и задней стенок отсека соответственно.
Очевидно, что запись условия (29.2) может быть также исполь­
зована полностью или частично для случаев:
• плотной подвески АУР, когда необходимо исследовать обес­
печение несоударения с АСП, установленными на соседних Т.П. сле­
ва и справа от АУР;
• тандемного размещения АУР;
• конформного (полуутопленного в нише фюзеляжа или крыла)
размещения АУР.
Условие для оценки пространственной устойчивости АУР.
Требование завершения переходного процесса по возмущенным
параметрам движения АУР ко времени ее выхода за пределы СН
(требование к времени затухания возмущений) положено в основу
условия для оценки устойчивости АУР на начальном участке ее по­
лета (на участке траектории полета АУР от момента ее отделения от
ПУ до момента включения контура наведения (КН). Указанное тре­
бование выражается условием
^пп — ^ К Н
где
>
tna — время переходного процесса по возмущенным парамет­
рам движения АУР;
400
Д?кн — временная задержка от момента включения контура ста­
билизации (КС) (этот момент должен совпадать с моментом отде­
ления АУР от ПУ) до момента включения КН.
Дополнительно для обеспечения нормальной работы инерци­
альной системы управления АУР должно соблюдаться условие огра­
ничения значений амплитуд параметров движения АУР в переход­
ном процессе ее стабилизации величинами пределов измерений
соответствующих первичных преобразователей (датчиков).
Условие для оценки термодинамического воздействия струи
движения АУР на СН.
Термодинамическое воздействие газовой струи двигателя АУР
на СН проявляется:
• в возможности (вследствие попадания струи двигателя АУР в
тракт воздушного реактивного двигателя — ВРД) его помпажа и “заглохания” с падением оборотов турбины от 100 до 70-40% за 1-2 с и,
соответственно, с полным падением тяги. Помпаж может сопровож­
даться перегревом и обгоранием лопаток турбины, резонансной виб­
рацией элементов конструкции воздухозаборников и их разрушением;
• термодинамическом и аэродинамическом воздействии на
элементы конструкции СН;
• эрозионном воздействии на оптический обтекатель АУР, ус­
тановленной на “соседней” Т.П.
Например, при отделении управляемых ракет под действием тя­
ги собственного двигателя в случае размещения ракет на носителе (в
некотором смысле) достаточно близко друг к другу струя стартую­
щей ракеты оказывает интенсивное тепловое и эрозионное воздейст­
вие на обтекатели ракет, остающихся на носителе. В результате этого
воздействия происходит изменение спектральных характеристик об­
текателя, в частности коэффициентов пропускания и преломления.
Ухудшение характеристик обтекателя приводит к снижению точно­
стных характеристик АУР. При падении этих характеристик ниже
некоторого определенного уровня ракета оказывается неспособной
выполнять свое функциональное предназначение, поскольку не мо­
жет уже “различать” сигнал от цели.
Одним из возможных путей ухудшения характеристик обтека­
теля является развитие внутренних микротрещин. Если участок
струи, воздействующей на обтекатель, имеет невысокую температу­
ру, то возникающие в материале обтекателя температурные напря­
жения не приводят к потере устойчивости внутренних микродефек­
401
тов. При воздействии участков струи с более высокой температурой
из-за температурных напряжений происходит развитие микротре­
щин, но оно быстро затухает в силу пластических свойств материала
и ряда других факторов. Однако в результате происходит увеличение
средней длины внутренних трещин, что ухудшает характеристики
обтекателя: увеличивается рассеивание излучения на микродефектах.
Дальнейшее повышение температуры может привести к эффекту по­
мутнения обтекателя, причиной которого является интенсивное
ветвление микротрещин, приводящее к возникновению устойчивой
структуры микродефектов, покрывающих часть поверхности обтека­
теля сплошной сетью. Еще более высокая температура приводит к
росту отдельных трещин, результатом которого является растрески­
вание обтекателя.
Безусловно, рассмотренный механизм повреждения обтекателя
АУР не является единственным, но он позволяет проследить, как по­
степенное ухудшение характеристик может переходить в качествен­
но новое состояние АУР.
Аналогичным образом может быть проанализировано воздейст­
вие струи двигателя АУР на конструкцию самолета-носителя. Здесь
следует также иметь в виду, что отрицательное влияние не сводится
только к “прожигу” обшивки самолета в результате старта отдельной
ракеты. Эффект может иметь кумулятивный характер, когда в ре­
зультате повторяющихся интенсивных теплоэрозионных нагрузок
постепенно происходит потеря упругих свойств элементов обшивки
и, как следствие, ухудшение прочностных характеристик конструк­
ции самолета. Очевидно, что снижение прочностных свойств конст­
рукции ведет к ухудшению такой характеристики самолета, как жи­
вучесть.
К локальным повреждениям обшивки летательного аппарата
может приводить не только тепловое и эрозионное воздействие струи
двигателя отделяемой АУР, но также и соударение ракеты с конст­
рукцией носителя. Результатом такого соударения может быть ини­
циирование роста внутренних микродефектов обшивки. В зависимо­
сти от интенсивности удара рост трещин может быть ограниченным
(когда трещина остается внутренней) либо неограниченным. В по­
следнем случае трещина выходит на поверхность обшивки и наблю­
дается визуально. Другой механизм повреждения обшивки носителя
или АУР, а также ее оперения заключается в возникновении колеба­
ний рассматриваемого элемента. В зависимости от интенсивности
402
удара колебания могут быть упругими или упругопластическими.
Упругопластические колебания могут явиться причиной возникнове­
ния локальных деформаций поверхности— прогибов. Кроме того,
при определенной интенсивности удара могут возникнуть колебания
с растущей амплитудой, что является признаком потери устойчиво­
сти упругих колебаний и ведет к разрушению рассматриваемого эле­
мента.
Следует отметить, что локальное повреждение обшивки самоле­
та (возникновение трещин или локальное деформирование поверхно­
сти) может не давать какого-либо ощутимого вклада в показатели
эффективности выполнения авиационным боевым комплексом (АБК)
единичных заданий. Однако такого рода повреждения обусловлива­
ют локальные ухудшения прочностных свойств конструкции самоле­
та. При длительной эксплуатации локальные изменения прочностных
свойств могут привести к глобальной потере устойчивости конст­
рукции и, как следствие, к ее разрушению. Это тем более вероятно
для АБК, которые, как правило, эксплуатируются при экстремальных
нагрузках.
Таким образом, повреждение конструкции носителя при отделе­
нии АУР требует проведения различного рода ремонтных мероприя­
тий, что повышает стоимость боевой эксплуатации АБК и, как след­
ствие, снижает его удельную эффективность. Кроме того, в
результате подобного рода повреждений, несмотря на восстанови­
тельный ремонт, в общем случае срок жизни АБК сокращается из-за
снижения прочностных свойств конструкции. Следовательно, ло­
кальные повреждения носителя, возникающие в результате отделе­
ния АУР, могут привести и к снижению показателя эффективности
выполнения объединенной операции из-за уменьшения количества
осуществленных единичных заданий.
Повреждение конструкции АУР может послужить причиной
ухудшения его точностных характеристик (если речь идет о дефор­
мации корпуса или повреждении оперения) или привести к разру­
шению ракеты на траектории при интенсивном маневрировании.
И те и другие последствия снижают эффективность боевого приме­
нения АБК.
Следует отметить, что в силу сложности конструкции самолета
и ракеты прогнозирование развития локальных повреждений практи­
чески неосуществимо. Поэтому зачастую при рассмотрении вопросов
403
безопасности боевого применения АБК накладываются жесткие
условия отсутствия подобного рода повреждений как результата
отделения ракет.
Одним из серьезных факторов воздействия отделяемых ракет на
самолет-носитель является возможность потери газодинамической
устойчивости силовой установки при попадании в область воздухо­
заборника выхлопных газов струи двигателя ракеты. Степень влия­
ния пуска ракет на устойчивость двигателя зависит от многих факто­
ров: массы ракет, их расположения по отношению к воздухо­
заборникам, начальной траектории полета ракеты, а также режима
полета самолета и работы двигателя. В целях снижения этого влия­
ния предусматриваются меры предупреждения неустойчивой работы
при пусках ракет и автоматической ликвидации помпажа, если он все
же произошел. В зависимости от типа применяемых ракет может ог­
раничиваться диапазон приборной скорости полета Ѵпр и высоты по­
лета Я для их безопасного пуска. Следует отметить, что при числах
Маха полета самолета М > 1,5 первопричиной неустойчивой работы
двигателя при пуске ракет может быть помпаж воздухозаборника,
вызывающий затем помпаж компрессора.
Многочисленные исследования воздействия пуска ракет на ус­
тойчивость работы ГТД самолетов показали, что основным фактором
в этом случае является быстрое нарастание по времени температуры
воздуха Т* на входе в компрессор по всему его тракту при значи­
тельной неравномерности температурного поля. Другие сопутст­
вующие факторы, такие как химическое воздействие (попадание в
двигатель продуктов сгорания ракетного топлива), газодинамическое
(пульсации и неравномерности давления в потоке на входе в двига­
тель), не являются определяющими.
Температура выхлопной струи РДТТ может достигать 3000 К.
Расход газа при этом составляет 1,5 кг/с у неуправляемых ракет мало­
го калибра и до 40 кг/с у крупногабаритных ракет типа С-24. Следует
отметить, что твердые ракетные топлива имеют, как правило, отрица­
тельный кислородный баланс. В результате при попадании частиц то­
плива вместе с выхлопными газами в окружающую среду происходит
их догорание, приводящее к дополнительному нагреву воздуха. Даже
на удалении 10-15 м от среза сопла ракетного двигателя диаметр зоны
избыточной температуры 100-200 °С составляет 3-4 м. Возмущение
полного давления локализуется в значительно более узкой области и
на таких удалениях практически не ощущается.
Качественный характер изменения температуры Гв* и парамет­
ров двигателя при пуске ракеты показан ранее на рис. 23.13.
Наличие неравномерного температурного поля из-за несим­
метричности условий полета ракеты относительно воздухозаборни­
ков приводит к дополнительному усилению температурного воз­
действия на устойчивость работы двигателя.
Тепловое воздействие приводит к изменению параметров ком­
прессора и режима его работы. Характерными признаками помпажа
являются хлопки, рост температуры газа Т'т за турбиной и снижение
частоты п вращения роторов. Летчик должен внимательно следить за
изменением Т*т и п при пуске ракет. В момент времени /3
(см. рис. 23.13) во избежание перегрева и разрушения двигателя лет­
чик должен в соответствии с инструкцией выключить двигатель пе­
реводом РУД в положение “СТОП”, если на двигателе не предусмот­
рена автоматическая система ликвидации помпажа. Повторный
запуск двигателя после его выключения осуществляется в области
дозволенных высот и скоростей полета.)
Оценка термодинамического воздействия струи от двигателя
АУР представляет собой сложную комплексную задачу, которая ре­
шается в несколько последовательно выполняемых этапов:
• определение параметров движения АУР, включая ее про­
странственную траекторию и угловое положение на расчетных для
указанной оценки пусковых режимах, характеризуемых сочетанием
малых скоростей и углов атаки СН, что противоположно требовани­
ям к расчетным пусковым режимам для оценок несоударения СН с
АУР и ее пространственной устойчивости;
• определение области пространства, охватываемой струей, и
термодинамических параметров струи на границах ее контакта с по­
верхностями СН и установленными на нем АСП;
• оценка противопомпажной устойчивости ВРД, устойчивости
элементов конструкции СН и АСП.
В отличие от пуска АУР с АПУ рельсового типа в случае старта
АУР с АКУ за счет формирования у АУР поперечной скорости V* вниз
от СН, задержки включения двигателя АУР после ее отделения на 0,20,6 с, относительные траектории проходят в стороне от СН, и воздейст­
вие струи АУР на его воздухозаборник, элементы его конструкции и
установленные на нем АСП практически исключается (рис. 29.7).
405
Поэтому в качестве достаточного условия отсутствия термоди­
намического воздействия газовой струи может назначаться условие
(29.2), в котором с момента пролета АУР среза воздухозаборника СН
(с момента выполнения условия хрот + хон > хвн, где хвн — координата
положения среза воздухозаборника в СНСК), описание границы ОДЗ
задается с учетом исключения термодинамического воздействия
(рис. 29.8):
Уот
—У (zH).
406
У,
§ 29.3. Влияние составляющих системы отделения
авиационных управляемых ракет на обеспечение
безопасности их отделения
29.3.1. Влияние самолета-носителя
Методом математического моделирования с использованием
разработанного программно-математического обеспечения проведе­
но численное исследование и получены результаты влияния состав­
ляющих системы отделения АУР на обеспечение безопасности их
отделения от СН.
Рассматривалось влияние следующих параметров СН:
• параметров пускового режима полета СН;
• параметров конфигурации точки подвески АУР на СН;
• изгибной и крутильной жесткости крыла.
Влияние большей части параметров как пускового режима поле­
та СН (высота Н, скорость М, угол атаки осн, перегрузка п", угол
скольжения ри), так и конфигурации (линейные и угловые координа­
ты) Т.П. АУР на СН обусловлено аэродинамической интерференцией
СН и АУР. Интерференционное влияние СН на АУР проявляется в
добавках к аэродинамическим коэффициентам АУР в изолированном
потоке. Эти добавки (коэффициенты аэродинамической интерферен­
ции) существенно зависят от угла атаки а н и скорости М полета СН.
407
Очевидно, что величины самих сил и моментов аэродинамической
интерференции зависят также от скоростного потока, т. е. от высоты
Я полета СН при рассматриваемой его скорости. Поэтому расчетные
режимы полета СН выбираются, как правило, на левой границе зоны
Я — М потребных режимов полетов СН при его боевом применении
с использованием АУР (зоны боевого применения— ЗБП), где на
малых М реализуются максимальные углы атаки, и на правой грани­
це, где на максимальных М при достаточно больших углах атаки реа­
лизуются большие (вплоть до максимальных) скоростные напоры.
Представление о комплексном влиянии высоты Я, угла атаки а н
и линейных координат Т.П. дают зависимости, графически представ­
ленные на рис. 29.9.
а н, град
М = 2,25 со* = - 1 0 %
Рис. 29.9
Здесь для максимальной скорости М = 2,25 полета СН пред­
ставлена зависимость а„0Т(Я ) максимально потребного (возмож­
ного) угла атаки СН при его полете с АУР (и соответствую щая ей
зависимость от Я максимально потребной перегрузки п"пот), а
408
также зависимости а "0П(Я ) и им соответствующие зависимости
» ;Д0П(Я ) максимально допустимых (исходя из обеспечения безо­
пасности отделения АУР) величин углов атаки и перегрузок СН,
определяющих для СН границу а" (Я , М = 2,25) режимов полета,
на которых еще обеспечивается (при фиксированных параметрах
отделения) пространственная устойчивость АУР и, как следствие,
ее несоударение с СН.
Графики допустимых величин а Д0П(Я ) и им соответствующие
графики и ;доп(Я ) представлены для случаев пуска АУР с АКУ, ус­
тановленной на 1(2), 3(4) и 5(6) Т.П. крыла СН. Нумерация Т.П. дана
по возрастающей по мере удаления Т.П. от оси симметрии СН.
Из рассмотрения представленных графиков следует, что на мак­
симальной скорости СН безопасность отделения АУР с максималь­
ными для этого режима углами атаки СН обеспечивается:
• с Т.П. 1(2) без ограничения режимов полета СН;
• Т.П. 3(4) с ограничением Я < 13 км (или без ограничения Я
при введении ограничения п"ѵ < 5,5);
• Т.П. 5(6) без ограничения Я при введении ограничения п" <1,2).
Из рассмотрения представленных на рис. 29.10 графиков мак­
симальнопотребного а„0Т(М) и максимально допустимого а Д0П(М),
иллюстрирующих влияние скорости СН на безопасность отделения и
построенных для случаев пуска АУР с Т.П. 5(6), следует, что ситуа­
ция с обеспечением безопасности отделения с этих Т.П. улучшается
по мере снижения скорости СН.
Следует отметить, что представленные на рис. 29.9, 29.10 гра­
фики построены для наихудших с точки зрения обеспечения безо­
пасности отделения значений параметра отделения со2 = —10 °/с
(скорости тангажа корпуса АУР относительно СН) и до принятия
специальных технических решений по системе стабилизации АУР,
приводящих к снятию указанных ограничений.
Влияние параметров конфигурации точки подвески.
Помимо рассмотренного выше влияния координаты z Т.П., в на­
стоящем разделе оценено влияние установочного угла а уст между
хордой крыла (строительной горизонталью СН) и пилоном для креп­
409
ления АКУ (иначе, между СГС и осью АУР в ее транспортном (в
подвеске) положении).
®ПО Тр-
ПОД
А Д О П'
ГРЭД
На рис. 29.11 представлен график зависимости Аурот( а уст) при­
ращения вертикальной координаты относительной траектории АУР в
момент выхода АУР вперед за носок СН. Зависимости получены для
случая горизонтального полета СН со скоростями М = 0,6 и М = 1,5.
Как следует из рассмотрения представленных зависимостей,
увеличение установочного угла на 1° приводит к “провалу” вниз тра­
ектории движения АУР относительно СН на 1-1,5 м.
Влияние маневренной перегрузки
п"
СН.
Для современных СН можно принять
п"у min. < п"у < п"у max 5
где п"у min — минимальное значение маневренной перегрузки, соот­
ветствующее режиму пикирования и равное примерно 0,2;
п" тах — максимальное значение маневренной перегрузки, соот­
ветствующее режиму кабрирования и равное 4,5-9.
410
ѵл \
Н- 5км
п,>1
c f - ’ rpaa ^ , * - 3 ^ trfE“-IO*Vc Ttt'=0.2c
ot^rpaa
На рис. 29.12 приведена зависимость параметра отделения со!
(скорости тангажа корпуса АУР в момент отделения от АКУ) как
функция от п"у для режимов НГЫ = 5 км/0,8 малого и НГЬА = 5 км/1,6
большого скоростного напора полета СН.
Из рассмотрения этого рисунка следует, что изменение пере­
грузки СН от 0,2 до 4,5 приводит к изменению со!; почти в четыре
раза; изменение режима пуска от значений Я / М = 5 к м / 1 , 6 до зна­
чений Я / М = 5 к м / 0 , 8 при и" = 1 приводит к изменению со! почти
в полтора раза.
Указанное изменение со! существенно влияет на условия обес­
печения безопасного отделения АУР.
Представленные графики со!(я") свидетельствуют об ограни­
ченности предельных возможностей современной АКУ по локализа­
ции параметров отделения в ОДЗ — при изменении условий старта в
рассматриваемых пределах параметр со! выходит за пределы ОДЗ,
причем этот выход является двусторонним (пересекаются верхняя и
нижняя границы области).
411
со!, 7 с
Рис. 29.12
На рис. 29.13 приведены зависимости приращения Аурот как
функции от п" , полученные для случая старта АУР с СН на режимах
М = 0,8 и М = 1,5.
Как следует из рассмотрения этих зависимостей, увеличение п"
на 1 приводит к “провалу” вниз траектории движения АУР относи­
тельно СН примерно на 1 м.
Влияние угла скольжения СН.
На рис. 29.14 представлена зависимость амплитуды максималь­
ного выброса скорости крена со* в переходном процессе, полученная
при исследовании влияния угла скольжения рн СН на переходной
процесс по скорости крена АУР.
Рассматривался пуск АУР с правой подкрыльевой Т.П. на пре­
дельных скоростях М = 0,6 и М = 1,5 полета СН, соответствующих
его ЗБП при Я = 5 км.
Как следует из рассмотрения этих зависимостей, при макси­
мальных по абсолютной величине величинах (Зн амплитудные значе­
ния со* увеличиваются примерно в 4 раза по сравнению с режимом
полета СН без скольжения. При этом амплитудные значения со* дос412
тигают по абсолютной величине значений примерно 200 7с, что в
сочетании с другими факторами (например, при отделении АУР от
АКУ со скоростью крена |со“| > 60 7с) может оказать существенное
влияние на устойчивость движения АУР.
Н=5км
ЛУрт. м
Ѵ Ѵ -З ^ с o f ^ -ЮѴс
‘ М-0.6
Рис. 29.13
Н=5км
Ш
ѵ. °/с
Рис. 29.14
413
-М=1.5
0 2 с а .о =0град
На рис. 29.15 представлены полученные в тех же условиях зависи­
мости от рн приращения поперечной координаты AZp0T относительной
траектории ц.м. АУР в момент ее выхода вперед за носок СН.
Н=5км
iZj,,;, м
Здесь следует отметить линейный характер зависимости
AZPoT(PH) и снос АУР в сторону СН при рн< 0, существенный на
сверхзвуковом режиме его полета.
Влияние изгибной и крутильной жесткостей крыла.
Для крыла СН, имеющего восемь (по четыре на каждой консоли
крыла) точек подвески АУР, изгибная EJ и крутильная GJ жесткости
крыла изменяются по его размаху, уменьшаясь от Т.П. 1(2) до Т.П.
7(8) примерно в 5 раз. Указанное изменение жесткостей оказывает
существенное влияние на параметры отделения АУР от АКУ.
Иллюстрацией этому утверждению служит представленная на
рис. 29.16 зависимость параметра отделения АУР от АКУ (скорости
тангажа со*) от Т.П. АКУ с АУР, полученная по результатам стендо­
вых (наземных) испытаний.
Изменение параметра со* с -40 °/с на Т.П. 1(2) до +22 °/с на Т.П.
7(8) приводит к невозможности обеспечения безопасного отделения
414
АУР при катапультном старте с Т.П. 7(8) СН как на горизонтальном
режиме его полета (и" = 1 ± 0,2), так и с маневрированием при «" > 1.
Ш *.°/с
Точки
подвески
7Л
29.3.2. Влияние авиационной катапультной установки
Факторами, влияющими со стороны АКУ на безопасность отде­
ления АУР, являются параметры отделения АУР от АКУ: линейная
скорость Ѵу ц.м. АУР, скорость тангажа со! корпуса АУР, угол тан­
гажа ик АУР.
Указанные параметры определяются в пилонной системе коор­
динат— такой связанной с СН системе координат, начало которой
совпадает с ц.м. АУР в транспортном положении (в положении под­
вески под СН), а оси развернуты на установочные углы пилона (кор­
пуса АКУ, АУР) относительно связанной с СН системы координат.
Для оценки влияния перечисленных параметров представлены
графики приращения А у р0т вертикальной координаты относительной
траектории АУР в момент ее выхода вперед за носок СН, построен­
ные в зависимости от величины параметров отделения V* и со!. За­
висимость Аурох(ок) аналогична зависимости Аурот( а уст) и поэтому не
приводится. Полагалось, что варьируемые параметры отделения не­
коррелированны.
415
На рис. 29.17 представлена зависимость максимально допусти­
мого угла атаки а "оп СН от параметра отделения — скорости танга­
жа (£>1, построенная для случая старта АУР с Т.П. 5(6) СН.
М» 2.2S
Н“15км
<*«- гі'у
Рис. 29.17
Там же приведена соответствующая этой зависимости кривая
маневренной перегрузки п"удоп. Как следует из рассмотрения этих
зависимостей:
• по мере увеличения скорости пикирования АУР (в момент ее
отделения от АКУ) увеличивается располагаемый a^on СН;
• при положительной скорости тангажа (скорости кабрирова­
ния) со* > 10 7 с не обеспечивается безопасность отделения АУР даже
на горизонтальном режиме полета СН п"у = (1 ± 0,2).
Последнее объясняет невозможность обеспечения безопасности
отделения АУР при катапультном старте с Т.П. 7(8) СН, поскольку
при катапультировании с этих Т.П. из-за малых значений жесткостных характеристик имеет место положительная скорость тангажа
сУ > 20 7с.
416
Рис. 29.18, 29.19 иллюстрируют соответственно зависимость
Дурот от скорости тангажа со1; и линейной скорости V* отделения при
старте АУР с СН на горизонтальном дозвуковом и сверхзвуковом
режимах его полета.
Н = 5 км
я,. = 1
а" - 2 град
Ѵ*у =-Зм/с
1*°= ОДс
а,ѵ, = Оград
“/с
Рис. 29.18
Н=5кк
п.= І
а “ = 2грая
417
и>', ” -10Ѵе
t a v »0,2e
ftM - o rpaa
Уменьшение (с учетом знака) ©* на -1 0 °/с приводит к “проваливанию” вниз относительной траектории АУР на 1-1,5 м, а увеличение V*
на -1 м/с — примерно на 0,6 м.
Влияние величины хода толкания аналогично влиянию перфо­
рации пилона и поэтому не приводится.
29.3.3. Влияние авиационных управляемых ракет
Влияние КС.
Влияние КС АУР, выбор настроек автопилота и увеличение бы­
стродействия рулевых приводов, которые реализованы с учетом воз­
мущений, получаемых АУР на участке старта и на начальном участ­
ке (НУ), иллюстрирует рис. 29.20.
о!', град
M=2J25 of2— 107с
Здесь для случая старта доработанной по КС АУР с АКУ, уста­
новленной на 5(6) Т.П. СН, представлена зависимость максимально
допустимого (Хд0П( # ) при М = 2,25 и со* = - 1 0 % . Сравнение этой
зависимости с аналогичной на рис. 29.19 позволяет сделать вывод о
существенном влиянии параметров КС на безопасность отделения,
418
позволяющем обеспечить боевое применение АУР без ограничения
режимов ЗБП СН.
Влияние временной задержки на включение двигателя АУР.
На рис. 29.21 представлена зависимость Дурот от величины вре­
менной задержки тду на включение двигателя АУР, отсчитываемой с
момента отделения АУР от АКУ.
Н=5км
АУрот. М
пу"=1 а’=2гр«л Ѵ'т=-3м/с «>Ѵ=-10®/с аг„=0град
М=0.6
-*-M“l.S
Рис. 29.21
Указанная зависимость построена для случая старта АУР с под­
крыльевой Т.П. СН. Как следует из рассмотрения представленного
графика, увеличение величины тду на 0,1 с приводит к “провалу”
вниз относительной траектории АУР на 1-1,5 м.
Влияние времени раскрытия рулей АУР.
На рис. 29.22 в координатах a -со- (где а , со, — соответственно угол
и угловая скорость АУР в ее биссекторной плоскости, совпадающей с
плоскостью симметрии СН) построена фазовая граница ос-со..
Эта граница представляет собой геометрическое место точек
максимально допустимых начальных значений coz и а АУР на момент
включения КС, превышение которых приводит к потере ее устойчи­
вости при катапультировании на режиме полета СН с максимальным
скоростным напором и минимальными углами атаки, практически
равными по величине и противоположными по знаку установочному
углу АУР на СН. В силу этих особенностей указанный режим явля­
ется расчетным с точки зрения оценки как устойчивости рассматри­
ваемой АУР, так и ее несоударения с СН.
419
Рис. 29.22
С5
N
420
На данном режиме представлены фазовые траектории НУ этой
АУР. Траектории 1 и 2 построены для нижних граничных значений
ОДЗ параметров отделения со'' и и к и при различных значениях вре­
мени tw раскрытия рулей АУР. Время неуправляемого полета АУР
определялось как сумма временной задержки тзр на включение ме­
ханизма раскрытия и времени / рр раскрытия рулей. Момент замыка­
ния контура стабилизации полагался совпадающим с моментом рас­
крытия рулей.
Как следует из рассмотрения траекторий, при / рр = 0,05 с обес­
печивается пространственная устойчивость АУР (траектория 7); при
?рр = 0,06 с идет отработка возмущений АУР и ее стабилизации не
происходит (траектория 2).
Траектория 3 построена для верхнего значения диапазона изме­
нения параметра отделения со’' . При этом условии величина
tw = 0,06 с не является критической.
Следует отметить, что в сложенном состоянии рулей уменьша­
ется запас статической устойчивости АУР нормальной схемы, к ко­
торой относится рассматриваемая АУР. Вместе с тем уменьшается и
аэродинамическое воздействие на сложенные рули АУР. Однако для
рассматриваемой АУР эти факторы находятся в неблагоприятном
сочетании из-за сохранения большого размаха рулей в их сложенном
положении.
Для АУР в варианте со складывающимися рулями, отличитель­
ной особенностью которой является полное отсутствие размаха ре­
шетчатых рулей в их сложенном положении, наблюдается, как пока­
зали исследования, другая картина. При старте из отсека СН эта АУР
находится под интерференционным воздействием, характеризую­
щимся большим кабрирующим аэродинамическим моментом M l .
Поэтому отсутствие рулевого оперения благоприятно для минимиза­
ции угловых скоростей, приобретаемых АУР на момент раскрытия
рулей (на момент замыкания КС). Так, при тзр = 0 с КС не обеспечи­
вает пространственную устойчивость АУР на сверхзвуковых режи­
мах ЗБП; при тзр = 0,065 с пространственная устойчивость АУР име­
ет место на всех режимах полета СН без их ограничения.
Приведенные выше результаты исследования позволяют сделать
вывод о необходимости учета процесса раскрытия рулей АУР при
исследовании систем их отделения и о возможности использования
421
временной задержки на раскрытие рулей для обеспечения безопасно­
сти отделения.
§ 29.4. Формализованное описание проблемы безопасного
отделения авиационных ракет
Задача боевого применения авиационных ракет может быть
сформулирована как требование по переводу системы “самолет —
ракета” из некоторой заданной точки г фазового пространства в не­
которое многообразие £2(/). Многообразие Q(t) описывается соот­
ношением вида
(29.5)
Будем считать, что на фазовом пространстве определена неот­
рицательная мера р (г ,0 - Многообразие £!(/) будем называть зоной
поражения цели, а меру ц (г,/) — координатным законом поражения.
То, что в фазовом пространстве зона поражения является функцией
времени, связано в первую очередь с тем, что цель может менять
свое положение, а также с тем, что цель может обладать свойствами
восстановления. Аналогично, координатный закон также является
функцией времени, поскольку на цель могут воздействовать другие
поражающие факторы
Вектор г фазовых координат системы “сам олет— ракета”
удобно представлять в следующем виде:
где г0 — совокупность фазовых координат, описывающих динами­
ку ЛА;
г — вектор фазовых координат j -й ракеты, / = 1, ..., N.
Каждая из подсистем системы “самолет — ракета” характеризу­
ется не только вектором фазовых координат, но и еще некоторым
набором параметров:
где j = 0, ..., N\
422
фДг,г) — функция, описывающая геометрию j - й подсистемы;
р jk(t), к = 1,
N , — набор континуальных характеристик j- й
подсистемы;
, 1= I,
М . — набор ее дискретных характеристик.
В дальнейшем будем рассматривать расширенное фазовое про­
странство, включая в него также все континуальные параметры сис­
темы “самолет — ракета” :
R = (rT рт)Т.
(29.7)
Наравне с вектором обобщенных фазовых координат удобно
ввести в рассмотрение вектор структуры системы:
®(0 —(^01 (Оѵч^оМц (От^и
(0>"Ч^ЛП (
0
(о ) ■ (29.8)
Функционирование системы “самолет — ракета” происходит во
внешней среде, состояние которой описывается вектором W (r,t).
Изменение фазовых координат системы “самолет— ракета”
описывается системой дифференциальных уравнений вида
dR
dt
f
\
R,s,
J
H [?,s,W (/,r)]i/G (/,s,R ),u(/)
(29.9)
Ф(/-.0=о
где u(/) — вектор управления обобщенными фазовыми координа­
тами системы “самолет — ракета”.
J
H [/,s, W (/,r)]cftj(/,s,R ) в праФ(г,/)=0
вой части уравнения (29.9) динамики системы обусловлено тем, что
воздействие внешней среды на систему “самолет — ракета” опреде­
ляется в общем случае значениями параметров среды на поверхности
элементов системы. Так, например, действующие на самолет аэроди­
намические силы и моменты определяются распределением давления
(компонента вектора \Ѵ (г,/))на поверхности самолета, а работа си­
Появление интеграла вида
ловой установки самолета зависит от распределения давления и тем­
пературы среды на входе в воздухозаборник.
Изменение геометрии системы “самолет — ракета” описывается
аналогичным уравнением:
423
V.
уУ
ф(г,()=0
Уравнение эволюции состояния внешней среды имеет вид
^
где
= A (,,{ B “W ( , , r ) } ^ , № ) ) ,
(29.11)
а = ( а 0, а , , . . . ) — мультииндекс, |а| = а 0 + а , + ...;
£)а _ £){а0-а...) _
М
и
£,(t) — вектор случайных возмущений внешней среды.
Для решения этого уравнения, помимо задания состояния среды
в некоторый начальный момент времени, необходимо задать еще и
совокупность граничных условий, определяющих значения парамет­
ров среды на границах объектов, находящихся в среде:
Следует отметить, что в рамках излагаемого описания динамики
системы “самолет — ракета” непосредственное управление вектором
фазовых координат системы не производится. Управление фазовыми
координатами осуществляется либо через управление параметрами
системы (вектором р), либо через управление геометрией системы
(вектор-функцией ф(г,0), либо через управление структурой систе­
мы, которое, в частности, выражается в изменении типа граничных
условий для уравнения состояния внешней среды.
Управлением первого типа является, например, управление тя­
гой двигателя ракеты. Управлением второго типа является отклоне­
ние рулевых поверхностей самолета или ракеты. Наконец, к управ­
лению третьего типа можно отнести управление вектором тяги
самолета или газодинамическое управление ракеты.
В процессе функционирования структура системы изменяется под
воздействием управлений структурой &(t) . В общем случае изменение
структуры системы описывается условной вероятностью того, что в
момент времени 1+ система будет иметь структуру s(/) при условии,
что в момент / - она имела структуру s '( / ) , обобщенные фазовые
координаты R (/) и управление Д(?):
424
q (s'(/+)|*, s(t-), R (i), u(0, в(0 ) ■
(29.12)
Управления обобщенными фазовыми координатами системы
“самолет — ракета” и ее структурой формируются на основе оценок
этих величин:
Р (0 — вектор оценок обобщенных фазовых координат R (?);
Ѳ (0 — вектор оценки структуры системы.
Для вектора Р (/) имеет место уравнение, аналогичное (29.9):
(
^
dt
\
= F /,R ,P ,s ,
J
X [ / ,s ,W ( ^ r ) ] j y ( f ,s ,R ) ,u ( 0 ,il ( 0
(29.13)
ф(г,»)=0
где rj(0 — вектор ошибок измерителей.
Значение вектора &(t) оценки структуры системы определяется
условной вероятностью
Р (Ѳ(/"Ь)) -
s '|/,Ѳ ( / - ) = s ,P ( 0 ,R ( 0 ,n ( 0 , 4 t ) •
(29.14)
Среди состояний системы “самолет — ракета” обычно выделя­
ется подмножество опасных состояний, переход в которые считается
недопустимым. К их числу относятся, например, нарушение газоди­
намической устойчивости работы силовой установки самолета, по­
лучение самолетом в результате столкновения с ракетой поврежде­
ний, которые равносильны его поражению хотя бы по типу “С”.
Обозначим множество недопустимых состояний системы “само­
лет — ракета” через Sn.
Кроме того, среди состояний системы “самолет — ракета” вы­
деляется также некоторое подмножество состояний S . Физически
переход системы в состояние s e S
означает срабатывание взрыва­
теля ракеты. Показателем эффективности применения j -й ракеты яв­
ляется функционал W, , определяемый следующим образом:
Щ = JJ/?(s(f+) e S ц|s(H е 5„,г)ф(г,?),
t 7
где
р ^s(?+) е
|s(?-) g 5Ц, г ) — условная вероятность перехода сис­
темы в состояние s e S при условии, что ее фазовые координа­
ты равны г.
425
Таким образом, в качестве показателя безопасности отделения
ракеты можно использовать вероятность того, что состояние системы
“самолет — ракета” не будет принадлежать множеству S„:
Ps = \ - \ \ p ( s ( t + ) e S n\S( H £ S n,r )dt,
(29.15)
/7
где p(s(t+) e Sn|s(/-) i 5n,r ) — условная вероятность перехода сис­
темы в момент времени t в опасное состояние при условии, что до
этого она находилась в состоянии, которое не является опасным, а ее
фазовые координаты равны г.
Однако следует иметь в виду, что показатель (29.15) не явля­
ется приемлемым с практической точки зрения. Это обусловлено
тем, что отделение ракеты может быть безопасным, но в результа­
те такого отделения не обеспечивается требуемый уровень эффек­
тивности его применения. В связи с этим, по-видимому, необходи­
мо говорить о показателе качества процесса отделения, который
бы учитывал требование эффективности применения ракеты. В ка­
честве такого показателя можно использовать условную вероят­
ность вида
Pse =
J
S ['о . 'ц ]|Г>«0ц) е ^ & и ( ГЛ ) -
7V
Заметим, что в рамках излагаемого подхода процесс отделения ра­
кеты от самолета не имеет четко определенного момента окончания.
Однако моменту окончания процесса отделения можно придать опреде­
ленный смысл, если учесть характер зависимости условной вероятности
/?(s(M-)€ Su|s(?-) (£ Sn,r ) от вектора фазовых координат г. Действи­
тельно, условная вероятность p{s(t+) e Sn|s(/-) e Sn,r ) является убы­
вающей функцией расстояния между самолетом и ракетой, которое
равно
<29лб>
т. е.
/? (s (r+ )e S n|s ( r - ) g S n, r ) - > 0 при d
426
со.
(29.17)
Таким образом, если задан уровень безопасности
хРS —>Р„
х5 0 5
(29.18)
то моментом окончания процесса отделения следует считать такой
момент времени te , при котором
со
(29.19)
Один из традиционных подходов к оценке безопасности процес­
са отделения основан на допущении, что переход системы “само­
лет — ракета” в недопустимое состояние происходит по достижении
обобщенными фазовыми координатами R границ dZ(t) некоторого
многообразия Z (/), которое описывается совокупностью условий
вида
Л*(К’0 - 0 , |Д= 1,...,М .
(29.20)
Одним из типичных условий при таком подходе является отсут­
ствие соударения поверхности самолета и ракеты. Ряд других усло­
вий относится к нарушению газодинамической устойчивости работы
силовой установки самолета: температура на входе в воздухозабор­
ник, ее производная по времени, перепад давления во входном сече­
нии воздухозаборника не превышают заданных значений. При такой
трактовке случайный характер безопасного отделения определяется
случайным характером действующих возмущений, а также случай­
ным разбросом параметров системы “самолет — ракета”.
Глава 30. Системы обеспечения безопасного
отделения авиационных управляемых ракет
§ ЗОЛ. Безопасность отделения как фактор,
определяющий эффективность функционирования
авиационного боевого комплекса
Потребная эффективность комплексов авиационного управ­
ляемого ракетного вооружения вновь разрабатываемых или модер­
низируемых самолетов-носителей может быть достигнута за счет ин­
427
теграции в них авиационных управляемых ракет с улучшенными
тактико-техническими характеристиками в части расширения диапа­
зонов режимов пусков этих АУР с СН для охвата всех без исключе­
ния режимов полета СН, составляющие их зону боевого применения
с АУР.
Расширение указанных диапазонов приводит к большим аэро­
динамическим и инерционным воздействиям на пускаемые с СН
АУР как в процессе их старта с установленных на СН пусковых ус­
тановок, так и в процессе их отделения — движения АУР на началь­
ном участке ее полета (полета АУР в окрестности СН от момента
потери физической связи с ПУ до выхода из зоны возмущенного им
потока— зоны аэродинамической интерференции СН и АУР). Ука­
занные воздействия приводят к возмущению параметров движения
АУР на ПУ и на НУ. Величины этих возмущений, называемых стар­
товыми, в ряде случаев могут привести к недопустимым с точки зре­
ния обеспечения безопасности СН при отделении от него АУР траек­
ториям движения АУР относительно СН и (или) неустойчивого
движения АУР на НУ.
Анализ указанных ситуаций показывает, что недопустимые тра­
ектории или характер движения АУР могут привести к существенному
уменьшению эффективности боевой операции из-за возможности:
• срыва боевой операции или вследствие столкновения СН с
пущенной АУР, летящей по опасной относительной траектории, или
вследствие потери цели головкой самонаведения либо реализации
увеличенного пролета цели АУР, потерявшей на НУ пространствен­
ную устойчивость или стабилизировавшейся на момент включения
контура наведения с плохим качеством переходных процессов отра­
ботки контуром стабилизации стартовых возмущений АУР (недопус­
тимы большие выбросы величин параметров движения АУР в пере­
ходных процессах и (или) времени переходного процесса по этим
возмущенным параметрам). Следует отметить, что неустойчивое
движение АУР также может служить причиной ее столкновения с
СН или с другим самолетом боевой группы;
• выхода из боевой операции СН вследствие воздействия факе­
ла и струи пущенной АУР на его силовую установку или на установ­
ленные на нем АСП. Следует отметить, что при выходе СН из боевой
операции возможно прекращение передачи по радиолинии в систему
428
наведения на цель АУР корректирующих ее движение команд, что
также приведет к реализации увеличенного пролета цели и, как след­
ствие, срыву боевой работы.
Существенную роль в обеспечении безопасного отделения АУР
от СН играет ПУ. Ее назначение состоит в формировании благопри­
ятных с точки зрения обеспечения безопасности отделения АУР на­
чальных параметров свободного движения (полета) АУР относи­
тельно СН, называемых параметрами отделения. К ним относятся
линейные и угловые параметры движения АУР — линейная скорость
центра масс АУР, угол и угловая скорость корпуса АУР, приобре­
таемые АУР в процессе движения на ПУ.
В настоящее время для обеспечения отделения АУР от СН на­
ряду с ПУ рельсового типа, которые представлены авиационными
пусковыми установками, широкое распространение получили ПУ
принудительного отделения ракет. Этот класс ПУ представляют
авиационные катапультные установки, предназначенные для обеспе­
чения выведения АУР из интерференционной зоны обтекания СН
преимущественно в поперечном направлении вниз относительно СН
за счет придания АУР на момент схода (потери физической связи) с
АКУ линейной и угловой относительных скоростей. Эти параметры
движения АУР формируются специальным механизмом катапульти­
рования АКУ в процессе всего времени катапультного старта АУР от
момента начала ее движения на АКУ до момента схода с АКУ.
Необходимость использования АКУ вызвана следующими при­
чинами:
• высокой плотностью наружной подвески АУР, в том числе с
использованием тандемного способа их подвески, на СН четвертого
и пятого поколений;
• размещением АУР в отсеках фюзеляжа перспективных СН
пятого поколения;
• конформным (полуутопленным) размещением АУР в нишах
фюзеляжа СН;
• вертикальным расположением верхнего руля АУР или нали­
чием решетчатых рулей АУР, что в обоих случаях исключает ее
применение с ПУ рельсового типа;
• необходимостью исключения воздействия газовой струи дви­
гателя АУР на силовую установку СН при размещении АУР вблизи
его воздухозаборников или на соседние АУР и элементы конструк­
ции СН;
429
• специальной тактикой применения АУР (например, при пуске
ее в заднюю полусферу СН), предусматривающей запуск ее двигате­
ля с задержкой после схода АУР с ПУ.
Параметры катапультирования (параметры движения АУР в
процессе катапультирования), приобретаемые АУР на момент схода
с АКУ, являются параметрами отделения. При старте АУР с АКУ
меньшая (по сравнению со случаем старта с АПУ) линейная скорость
отделения (в 4-6 раз) и характерный для АКУ большой диапазон из­
менения угловой скорости отделения (скорости тангажа со*), соизме­
римый с ее потребным значением и достигающий |Дсо*| = ±30 0 / с за
счет влияния упругих эффектов в механизме АКУ, приводят к воз­
растанию степени влияния режимов полета СН на относительные
траектории АУР и на сохранение их пространственной устойчивости.
Поэтому обеспечение безопасного отделения АУР от скоростных
высокоманевренных СН, особенно СН пятого поколения, требует
особого рассмотрения.
Обеспечение безопасного принудительного отделения АУР от
СН рассматриваемого поколения еще более осложняется при их
внутрифюзеляжном размещении. В этом случае для организации
старта АУР возникает необходимость складывания рулей АУР в
транспортном положении внутри отсека вооружения СН, что приво­
дит к появлению участка нестабилизируемого полета АУР после от­
деления от АКУ до момента раскрытия рулей и включения вслед за
этим КС АУР.
Это указывает на то, что для обеспечения безопасного отделе­
ния АУР от перспективных скоростных высокоманевренных СН пя­
того поколения возникает необходимость в решении сложной науч­
ной проблемы — создания методологии обеспечения безопасного
отделения АУР при всех способах их размещения на перспективных
СН пятого поколения без ограничения диапазона высот и скоростей
боевого применения СН на основе комплекса взаимосвязанных ма­
тематических моделей, конструктивных предложений и практиче­
ских рекомендаций.
Ввиду приоритетности направления создания СН пятого поколе­
ния решение проблемы обеспечения на всех без исключения режимах
его ЗБП безопасного отделения АУР, интегрируемых в КАУРВ этого
СН, весьма актуально.
430
Следует отметить, что перспективный СН пятого поколения на­
ряду с особенностями внутрифюзеляжного размещения АУР сочета­
ет в себе все особенности наружного размещения АУР, характерные
для современных и модернизированных СН. При этом диапазоны
изменения параметров режимов полетов, составляющих его ЗБП, ин­
тегрально включают ЗБП указанных СН. Поэтому в силу превосход­
ства летно-технических характеристик СН пятого поколения над
ЛТХ современных модернизируемых СН решение указанной про­
блемы актуально и при интеграции АУР в модернизируемые КАУРВ
этих самолетов.
Решение указанной проблемы с учетом расширения условий
боевого применения СН с АУР требует разработки целого ряда ме­
роприятий, выходящих за рамки традиционного подхода в направле­
нии технического совершенствования только конструкций ПУ [31].
Создание новой методологии обеспечения безопасного отделения
АУР основано на комплексном подходе к исследованию системы
отделения на этапах ее проектирования и отработки. Указанная ме­
тодология предусматривает, помимо ПУ, принятие технических ре­
шений и по другим составляющим системы, в комплексе форми­
рующих безопасное отделение АУР от СН.
Предлагаемая методология комплексного подхода базируется на
анализе системы отделения АУР от СН, включающем как ее теоре­
тическое, так и экспериментальное исследования.
В аспекте теоретического исследования системы требуется раз­
работка комплексного математического описания (математической
модели) всех ее составляющих элементов. Для учета совокупного
влияния этих элементов на безопасность отделения АУР указанная
модель должна описывать сквозное движение АУР — от начала ее
движения на АКУ до выхода АУР из зоны интерференционного
влияния на нее СН.
В аспекте экспериментального исследования системы требуется
разработка комплекса методик проведения наземного и летного экс­
периментов системы и составляющих ее элементов для получения
как достоверной оценки безопасности отделений по результатам ис­
пытаний, так и достоверных значений параметров системы и внеш­
них воздействий на нее, необходимых для корректировки комплекс­
ной математической модели.
431
§ 30.2. М етодология комплексного подхода
к процедуре создания систем обеспечения
безопасного отделения авиационных управляемых ракет
от самолетов-носителей пятого поколения
30.2.1. Структурная схема математической модели
движения авиационных управляемых ракет
относительно самолета-носителя
Методология комплексного подхода к обеспечению безопасного
отделения АУР от современных модернизируемых СН и перспектив­
ных СН пятого поколения базируется на математическом описании
всего комплекса процессов взаимодействия и взаимовлияния состав­
ляющих систем отделения, которые проявляются при сквозном дви­
жении АУР. Это движение включает этапы движения АУР на ПУ
(рельсового или катапультного типов), неуправляемого полета с мо­
мента расцепки с ПУ АУР до момента раскрытия ее аэродинамиче­
ских поверхностей, дальнейшего управляемого полета АУР в режиме
ее стабилизации.
В соответствии с иерархической структурой системы математи­
ческих моделей, сложившейся в процессе проектирования и анализа
современных АУР, комплексная математическая модель сквозного
движения АУР должна отражать АУР в контуре стабилизации как
одну из основных подсистем, традиционно выделяемых в задаче
управления движением, а также заданный полет СН и авиационную
катапультную установку, определяющую начальные условия пере­
мещения АУР относительно СН.
Структурная схема математической модели процесса отделения
АУР от СН, удовлетворяющая этому требованию, представлена на
рис. ЗОЛ.
Она состоит:
• из блока математической модели контура стабилизации АУР,
включающего модели собственного движения АУР, автопилота и
рулевого привода;
• составного блока, определяющего условия движения АУР
относительно СН.
432
Составной блок включает в себя блок моделирования абсолют­
ного движения СН, блок вычисления начальных условий как резуль­
тата этапа катапультирования АУР, блок определения перемещений
АУР относительно СН и блок вычисления интерференционных ко­
эффициентов аэродинамических сил и моментов.
Рис. ЗОЛ
Составной блок связан каналами обмена интерференции с бло­
ком моделирования абсолютного движения АУР и обеспечивает его
начальными условиями и интерференционными коэффициентами
аэродинамических сил и моментов, потребляя вычисленные этим
блоком абсолютные координаты АУР.
Каждый отдельно взятый блок представляет собой математиче­
скую модель объекта исследования и поэтому включает:
• уравнения, описывающие исследуемый объект;
• значения начальных условий;
• значения постоянных параметров, используемых в уравнениях;
• значения в каждый момент времени переменных параметров
объекта исследования, используемых в уравнениях и получаемых в
результате моделирования других объектов.
АУР на момент отделения от СН в результате движения на АКУ
приобретает в связанной с СН системе координат параметры относи­
тельного движения в виде координат и скоростей ц.м. АУР, а также
433
угловых координат и скоростей. Эти параметры вычисляются в блоке
вычисления абсолютного движения СН, содержащем математиче­
скую модель движения АУР на АКУ. Таким образом, имеет место
комплексная задача моделирования сквозного движения АУР.
Вычисление начальных условий абсолютного движения АУР
производится сложением параметров абсолютного движения СН с
параметрами относительного движения АУР на АКУ.
Блок относительных траекторий реализует вычисление всей со­
вокупности параметров Ут движения АУР относительно связанной
с СН системы координат. Эти параметры используются для анализа
относительного движения АУР на начальном участке, а также посту­
пают на вход блока вычислений коэффициентов аэродинамических
интерференционных сил и моментов.
Вычисленные в этом блоке интерференционные коэффициенты
Схннт, Суинт. Суунт- тхннт. міуцнт» mzинт поступают на вход блока модели­
рования абсолютного движения АУР для их суммирования с соот­
ветствующими коэффициентами аэродинамических сил и моментов
изолированной АУР.
В схеме математической модели контура стабилизации имеет
место следующее взаимодействие входящих в него блоков.
Блок моделирования абсолютного движения АУР реализует ре­
шение уравнений, описывающих это движение, при известной в каж­
дый момент времени совокупности координат 6 органов управления
АУР. Результаты решения поступают на вход блока вычисления от­
носительных траекторий АУР в виде всей совокупности абсолютного
движения АУР Y , а также на вход блока автопилота в виде тех со­
вокупностей угловых перемещений их скоростей и линейных пере­
грузок п , которые определяются структурой автопилота из всей со­
вокупности абсолютного движения АУР.
На вход блока моделирования рулевого привода результаты по­
ступают в виде числа М, начальных углов атаки а і и а 2 в плоскостях
каналов управления и скоростного напора q для вычисления дейст­
вующего на рули шарнирного момента.
Блок моделирования автопилота описывает реализацию совоЛ
купности 8 г управляющих сигналов на рулевой привод, необходи­
мых для стабилизации корпуса АУР и (в случае необходимости) для
осуществления наперед заданных перегрузок “увода” или наперед
434
заданных (предварительных) отклонений органов управления АУР,
с целью обеспечения требуемых траекторий.
Блок моделирования рулевого привода описывает преобразование
управляющих сигналов, поступающих с автопилота, в совокупность
координат 8 органов управления АУР.
30.2.2. Описание универсальной комплексной модели сквозного
движения авиационной управляемой ракеты относительно
самолета-носителя
Моделирование движения АУР на начальном участке требует:
• создания большого количества математических моделей, от­
ражающих все многообразие особенностей старта АУР;
• проведения сквозного моделирования, т. е. последовательно­
го моделирования движения АУР на АКУ и полета АУР после отде­
ления;
• моделирования процесса раскрытия аэродинамических по­
верхностей в рамках задачи сквозного моделирования.
Для выполнения этих требований была разработана универсаль­
ная комплексная математическая модель (программа) пространст­
венного движения АУР относительно СН, построенная по блочно­
модульному принципу.
Созданная на основе данной модели программа позволяет про­
водить моделирование сквозного движения АУР и содержит описа­
ние всего комплекса процессов, имеющих место при движении АУР
в окрестностях СН: движение АУР на АКУ, раскрытие рулей, дви­
жение АУР на участках ее неуправляемого и управляемого полетов.
Структурная схема математической модели движения АУР, пред­
ставленная на рис. 30.1, разбита на отдельные функциональные бло­
ки, включая блоки движения АУР на АКУ и раскрытия аэродинами­
ческих поверхностей (рулей). Каждый блок представляет собой
реализацию отдельной математической модели, входящей в ком­
плексную модель.
Количество блоков в структуре модели предусматривает все
особенности старта, включая различные режимы применения АУР и
различные ПУ, существующие на современных и перспективных
комплексах вооружения. Путем замены одного блока другим одно­
именным или постоянных параметров в уравнениях блока можно без
435
изменения общей структуры модели получить описание движения
АУР для конкретных условий старта АУР с СН. При этом реализует­
ся семь систем координат и осуществляется переход из одной систе­
мы координат в другую с учетом режима применения АУР и вида
ПУ. Тем самым обеспечивается универсальность программы и гиб­
кость перехода в подсистемах к моделям другого уровня, сокраще­
ние времени на подготовку исследования.
Блок-схема программы приведена на рис. 30.2.
Рис. 30.2
Блок-схема универсальной комплексной программы включает в
себя 11 функциональных блоков, объединенных управляющей про­
граммой.
В состав модели входят следующие блоки:
N 0 0 — блок расчета абсолютного движения СН;
R C I— блок расчета коэффициентов сил и моментов интерфе­
ренции;
R C M R — блок расчета аэродинамических нагрузок, действую­
щих на раскрывающиеся аэродинамические поверхности (рули);
RCUR — блок расчета динамики раскрытия рулей;
RCM — блок расчета аэродинамических нагрузок, действующих
на АУР;
АКУ — блок расчета динамики системы старта “СН — ПУ (АПУ
илиАКУ) — АУР”;
RCU — блок расчета абсолютного движения АУР в свободном
полете (после отделения от СН);
RCAI, RCAA, RCAK— блоки расчета параметров автопилота АУР;
436
RCAP — блок расчета параметров привода органов управления
(рулей) АУР.
Описание процесса катапультирования дается в блоке АКУ в
виде системы дифференциальных уравнений динамики упругой сис­
темы “СН — АКУ — АУР” и уравнений внутренней баллистики для
силового привода механизма катапультирования АКУ.
В результате численного решения определяются параметры ка­
тапультирования— значения линейных и угловых относительных
скоростей и перемещений АУР в процессе катапультирования в сис­
теме координат пилона СН. Значения этих параметров в момент t = tK
отцепки АУР от АКУ, называемых параметрами отделения АУР, яв­
ляются начальными условиями свободного полета АУР относитель­
но СН.
Необходимость учета упругих характеристик системы старта, и
в первую очередь упругих характеристик кинематических звеньев
механизма АКУ, обусловлена в основном возмущениями угловых
параметров движения АУР на этапе старта. Они вызваны упругими
угловыми колебаниями корпуса АУР в процессе катапультирования
вследствие действий на систему все более возрастающих по мере
увеличения ЗБП СН внешних аэродинамических и инерционных на­
грузок, а также усилия со стороны силового привода механизма ка­
тапультирования АКУ. Величины этих “паразитных” колебаний мо­
гут существенно превосходить параметры катапультирования,
обусловленные только кинематическими соотношениями кинемати­
ческой схемы механизма, что приводит к необходимости решения
проблемной задачи локализации параметров отделения АУР внутри
их области допустимых значений.
Математические модели систем старта, включающих АКУ, раз­
рабатываются индивидуально для каждой его конструкции. Для не­
которых типов АКУ они приведены в данной книге.
Следует отметить, что указанный блок может содержать описа­
ние динамики систем старта АУР, включающих АПУ с направляю­
щими рельсового типа (в том числе и криволинейными).
Движение АУР после отделения от АКУ описывается в блоке
RCU известными уравнениями движения в пространстве твердого
тела с двумя плоскостями симметрии в связанной системе координат
(через — обозначены локальные производные):
dt
437
dV
- 1 - = - m F + - ( F + G);
dt
m
dK
-соK + M m ,
dt
_
где
К = <J yy&y
J ..(£>m, Jxx, Jyy, Jzz — масса и моменты инерции АУР.
В проекциях на оси АУР X, Y, Z связанной системы координат
векторные уравнения переходят в шесть уравнений относительно
шести переменных Vx, Ѵу, Ѵх, сох, со,» со,, являющихся компонентами
соответственно вектора воздушной скорости V и вектора угловой
скорости со. Через G обозначен вектор силы тяжести, а через F и
М
— векторы внешних сил и моментов:
Р -К
RУ
•;
5
м
аэр
=-
К
м
У
М2
R_
где Р — сила тяги двигателя АУР;
Rx, Ry, Rz, Mx, My, Mz — проекции главного вектора и главного
момента аэродинамических сил, определяемые через получае­
мые экспериментально аэродинамические коэффициенты
Rx = Сх
Ry= CyM 2qx{H)SR. - C M 2qx(H )S,
где M — число Маха;
q x = 0 ,5 p(F /M )2.
Выражения для Mx, Му, Мг содержат по два слагаемых с коэф­
фициентами тх, тх“, ту, туу, m , , nfz'- .
Каждый из эмпирических коэффициентов С:а Су, Сг, тх, ту, т,
представляется в виде суммы двух слагаемых. В частности, для Су, ту:
438
т у =
т уш +
т у т ;
Су — СУЮ+ СУИЯТ.
Первое из слагаемых (Суи3) соответствует обтеканию изолиро­
ванной АУР, второе (Су инт) — добавке, обусловленной аэродинами­
ческой интерференцией СН и АУР.
Аэродинамические коэффициенты для изолированной АУР за­
висят от ее угла атаки а , числа М, углов отклонения органов управ­
ления 5 и вычисляются в блоке RCM.
Интерференционные составляющие коэффициентов аэродинами­
ческих сил и моментов зависят от режима полета СН (<хн, (Зн, М)
и координат вектора Х рот взаимного расположения АУР и СН и оп­
ределяются в блоке RCI:
сX
су
ИНТ
=
ИНТ
С
ZИНТ
0 ;
(ан,Р*' ,
м
, х
рот
Иб
(ан,р н,
м
Д
рот
И 2;
ИНТ
=сZ
ИНТ
с о .
m у ИНТ
=
m у ИИ1
m ZИНТ
=
m ZИНТ (ан, р н' ,
Стт Кш
’ ( С х инх ?
=: К
„ н т : ’
\ М , Х р0Т) - £ 2.
м
, х
рот
■И,;
^у ИНТ 5 ^ z и н т ) ?
ту ИНТ ’
^ и н т ) -
В блоке RCI осуществляется интерполяция коэффициентов
(ЗОЛ) в шестимерном пространстве ( а н, рн, М, Хрот, 7рот, Zp0T) по
опорным точкам. Массивы значений в опорных точках соответству­
ют рассматриваемым СН и точкам подвески АУР и получены по ре­
зультатам совместных продувок в аэродинамических трубах моделей
СН и АУР. Коэффициенты І х, 1 2 дают возможность обнулять ин­
терференционные характеристики.
В блоке RCMR рассчитываются аэродинамические нагрузки на
раскрывающиеся рули, шарнирные моменты, моменты демпфирова­
ния рулей, а также поправки к коэффициентам аэродинамических
сил и моментов, действующих на АУР, которые обусловлены про­
цессом раскрытия рулей.
439
Б л о к R C U R представляет собой математическую модель дина­
мики раскрытия рулей. Она разрабатывается индивидуально для ка­
ждой из конструкций механизма раскрытия рулей.
Блок измерителей R C A I включает математические модели из­
мерителей (первичных преобразователей) системы автопилота: аксе­
лерометров и первичных преобразователей (датчиков) угловой ско­
рости АУР.
Блок автопилота продольного канала RCAA является математи­
ческой моделью регулятора продольного канала КС.
Блок автопилота канала крена R C A K представляет собой мате­
матическую модель регулятора канала крена КС.
Блок рулевых приводов RC A P является математической моде­
лью привода органов управления АУР.
В процессе совместной работы в перечисленных функциональ­
ных модулях реализуются шесть систем координат, представленных
на рис. 30.3:
• земная система координат с началом Og на уровне моря, что
позволяет оперировать барометрической высотой полета;
• связанная с СН система координат с началом Он в ц.м. СН;
• скоростная система координат с началом Оск в ц.м. СН;
• связанная с подвеской система координат с началом Оп в ц.м.
установленной на носителе в транспортном положении АУР;
• связанная с пилоном (пусковой установкой) система коорди­
нат с началом Опил в ц.м. подвески;
• связанная с отделившейся от СН АУР система координат с
началом Ор в ц.м. АУР.
Движение АУР относительно СН удобно рассматривать в сис­
теме координат СН с началом 0 от в ц.м. подвески. Указанная система
называется относительной, дополнительно используется в модели в
качестве седьмой системы координат.
Переход от одной системы координат к другой осуществляется с
помощью матриц перехода, которые помещены в блоке NOO.
В качестве управляющей подпрограммы комплексной сквозной
модели используется модуль “Управляющая программа”, который
управляет подчиненными функциональными модулями NOO, RCI,
RCM, RCU, RCAI, RCAA, RCAK, RCAP, обеспечивая обмен между
ними всей необходимой информацией. Кроме того, он осуществляет
расчет и ввод начальных условий.
440
Рис. 30.3 (начало)
Ь
ід п о о у ч ѵ
442
Рис. 30.3 (окончание)
30.2.3. Примеры моделирования сквозной задачи
Для режима полета СН п* = 1, Н= 5000 м, Vй = 5 1 2 м/с, а н =
= +0,3 град, ин = +0,3 град на рис. 30.4—30.7 представлены получен­
ные с помощью сквозной модели результаты вычислений изменений
относительных (в относительной системе координат) параметров
движения стартующей АУР на отрезке времени 0 < t < 0,5 с: скорости
ц.м. Ѵу
(см. рис. 30.4), координаты ц.м. у рот(см. рис. 30.5), угловой
скорости тангажа
со.рот (см. рис. 30.6), угла тангажа
о р0т
(см.
рис. 30.7). На указанных кривых значком “ а ” отмечен момент от­
деления АУР от АКУ (начало ее автономного полета), значком
— момент раскрытия рулевых поверхностей и значком “О ” —
момент замыкания контура стабилизации.
Заметим, что для указанного случая горизонтального полета СН
(и“ = 1) значения относительных линейной Ѵу и угловой со- скоро­
стей будут совпадать с абсолютными.
На рис. 30.8-30.11 показаны результаты вычисления с помощью
сквозной модели тех же относительных параметров движения стар­
тующей АУР в случае ее пуска с режима полета СН: п"у = 8, Н = 5000 м,
Vй = 512 м/с, ссн = +4 град, 0" = +4 град. Отметим, что в этом случае
значения относительных и абсолютных скоростей Ѵу , coz уже не будут
совпадать.
Рис. 30.4
443
Рис. 30.5
Л с
Рис. 30.6
£ро,-град
/,с
30.7
444
о
0,1
0,3
0,2
0,4
0,51, С
Рис. 30.8
о
0.1
0,2
0,3
0,4
0.5 / , С
Рис. 30.9
На рис. 30.10, помимо изменения относительной угловой скоро­
сти АУР со. рот, приведено изменение ее абсолютной угловой скоро­
сти co_pg (в земной системе координат). Заметим, что разница между
co.pg и со.рот постоянна и равна угловой скорости вращения СН при
маневре, составляющей при указанных п* и Vй величину 7,68 °/с.
445
Эрот,град
0
1
0
2
0
3
0
Л
Рис. 30.11
§ 30.3. Направления соверш енствования систем
отделения авиационных управляемых ракет
от самолетов-носителей
Проведенное исследование влияния составляющих системы отде­
ления “СН — АКУ — АУР” показывает, что параметры этих состав­
ляющих (внутренние параметры системы) существенным образом
влияют на выходные параметры системы — координаты относительной
траектории АУР и время переходного процесса, определяющие безо­
пасность отделения АУР от СН. При этом необходимо учитывать взаи­
мовлияние самих составляющих системы через взаимовлияние внут­
ренних параметров. Так, например, изменение параметров пускового
446
режима полета СН приводит к изменению параметров отделения АУР
от АКУ (см. рис. 29.12). При одной и той же величине времени откры­
тия рулей обеспечение устойчивости АУР будет зависеть от величины
параметра отделения со1; . И наоборот, при одной и той же величине со!
устойчивость АУР будет реализовываться в зависимости от величины
времени раскрытия рулей (см. рис. 29.22).
Сказанное выше обосновывает необходимость комплексного
подхода к выбору конструктивных и функциональных параметров
различных составляющих систем отделения с целью обеспечения
безопасного отделения АУР от перспективных СН пятого поколения.
Методикой реализации такого подхода является комплексная
математическая модель, последовательно описывающая каждый этап
сквозного движение АУР от начала процесса ее катапультирования и
до момента замыкания контура наведения.
Основываясь на указанной методике, можно проводить иссле­
дование системы отделения для обоснования следующих направле­
ний совершенствования систем отделения АУР от СН с целью обес­
печения безопасности отделения.
Н ап равл ен и я по СН:
1. Выбор рациональной конфигурации точки подвески АУР на
СН — координаты Т.П. и установочный угол.
2. Установка дефлекторных решеток для регулирования обте­
кающего АУР потока.
3. Организация перфорационных окон в корпусе пилона.
4. Введение в бортовой вычислитель СН специального алгоритма
вычисления по параметрам а н, (3" его полета начальных сигналов, пере­
даваемых перед стартом в систему управления АУР на формирование:
• предварительных отклонений рулей АУР по трем ее каналам
управления;
• уводящих АУР от СН перегрузок в ее продольных каналах
управления;
• величины временной задержки на включение двигателя АУР
с введением ее в алгоритм вычисления бортовым вычислителем СН
границ зоны разрешенных пусков.
5. Введение в отдельных случаях ограничений на режимы поле­
та СН. Это решение может быть принято при интеграции АУР в КАУРВ СН, параметры которого не предусматривались тактико­
техническим заданием на создание АУР. Оно должно быть обосно­
447
вано результатами исследований по оценке боевой эффективности
КАУРВ, показывающей выполнение достаточного условия решения
боевых задач при введении в ЗБП областей на запрет боевой работы.
Направления по ПУ принудительного отделения:
1. Смещение границ диапазона изменения параметров отделе­
ния. Указанное решение может не затрагивать саму величину диапа­
зона вследствие смягчения требования по локализации параметров
отделения при комплексном решении задачи обеспечения безопасно­
сти. Техническая реализация такого решения достаточно проста и
сводится к выбору (или перенастройке на этапе доработки) парамет­
ров силового привода АКУ и (или) выбору (доработке) АКУ по гео­
метрическим параметрам звеньев его механизма.
2. Изменение хода сопровождения (толкания) АУР.
3. Выбор АПУ по способу принудительного отделения.
Исходя из классификации ПУ, решение по его выбору должно
приниматься в зависимости от условий размещения АУР на носителе
в рамках следующих типов АП У:
• АКУ рычажного или поршневого типа;
• АПУ с криволинейными направляющими.
Указанная АПУ предназначена для принудительного перемеще­
ния вниз АУР с приданием ей вертикальной составляющей (вниз от
СН) скорости отделения Ѵ к. Она может быть применена, например,
к АУР с решетчатыми рулями при ее старте с крайних подкрыльевых
Т.П. 7(8) СН типа МиГ-29М. Здесь из-за большой податливости ос­
нования (сечения крыла) в месте закрепления к нему АПУ исключа­
ется применение АКУ, и из-за малых зазоров между поверхностью
корпуса АПУ и боковыми поверхностями верхних решетчатых рулей
исключается возможность использования традиционных АПУ рель­
сового типа с прямолинейными направляющими.
Направления по АУР:
1. Выбор настроек КС и увеличение быстродействия рулевого
привода, исходя из возмущений, получаемых АУР от АКУ и на на­
чальном участке.
2. Введение предварительных отклонений рулей и задание
управляющих команд на создание перегрузок для увода АУР от СН,
реализуемых системой управления АУР по передаваемому на нее
признаку СН (например, Су-27 или МиГ-29М) и номеру Т.П.
3. Выбор временной задержки на включение двигателя АУР по­
сле ее отделения от АКУ.
Раздел X. АВИАЦИОННЫЕ
ПРИЦЕЛЬНО-НАВИГАЦИОННЫЕ
СИСТЕМЫ
Глава 31. Состав и структура авиационных
прицельно-навигационных систем
Авиационная прицельно-навигационная система (АПрНС)
представляет собой совокупность функционально связанных подсис­
тем и устройств, размещенных на борту летательного аппарата (ЛА)
и предназначенных для автоматизированного решения задач навига­
ции и прицеливания при применении авиационных средств пораже­
ния различными методами.
Навигация состоит в выводе ЛА в намеченную точку (область) с
заданного направления в строго заданное время. Условия, при которых
обеспечивается вывод ЛА в намеченную точку (область) с заданного
направления в строго определенное время, называют требуемыми усло­
виями или требуемым состоянием ЛА. Мера отклонения текущего со­
стояния ЛА от требуемого называется параметром управления. Следо­
вательно, задача навигации состоит в формировании параметров
управления и реализации на их основе таких управляющих воздейст­
вий, при которых обеспечивается вывод ЛА в намеченную точку (об­
ласть) с заданного направления в строго определенное время с учетом
безопасности полета ЛА.
Прицеливание при применении авиационных средств поражения
(АСП) состоит в обеспечении условий для их попадания в цель или
другую намеченную точку (область) путем управления летательным
аппаратом и оружием. Условия, при которых осуществляется попа­
дание АСП в цель или другую намеченную точку (область), называ­
ют требуемыми условиями или требуемым состоянием ЛА и оружия.
449
Мера отклонения фактического состояния ДА или оружия от тре­
буемого называется параметром прицеливания. Следовательно, за­
дача прицеливания включает в себя определение параметров прице­
ливания и реализацию на их основе такого управления летательным
аппаратом и оружием, при котором обеспечивается попадание АСП в
цель или другую намеченную точку (область) с учетом безопасности
полета ДА.
Для определения параметров управления и прицеливания необ­
ходимо знание информации о движении ДА, цели, АСП, положении
ориентиров и т. п. Эта информация определяется с помощью борто­
вых измерительных средств. На основе полученных измерений с по­
мощью вычислительных средств формируются параметры управле­
ния и прицеливания, поступающие в исполнительные средства для
непосредственного управления ДА и оружием.
В процессе боевого полета задача навигации решается непре­
рывно и обеспечивает решение задачи прицеливания при атаке цели.
Технические системы, обеспечивающие решение задач прицелива­
ния и навигации, называют соответственно авиационной прицельной
системой (АПрС) и авиационной навигационной системой (АНС).
Схожесть задач прицеливания и навигации как задач управления
ДА, а также необходимость использования для их решения анало­
гичных бортовых информационных, вычислительных и исполни­
тельных средств позволили на определенном этапе развития авиаци­
онной техники и вооружения создать для их решения единую
техническую систему, которая получила название “Авиационная при­
цельно-навигационная система”. При этом появилась возможность
возложить на АПрНС ряд дополнительных функций, связанных с
решением задач посадки ДА, пилотирования, межсамолетной нави­
гации, обороны и т. п.
В качестве исполнительных элементов АПрНС, обеспечиваю­
щих непосредственное управление ДА и оружием при прицеливании,
выступают система управления ДА (СУЛА) и система управления
оружием (СУО). Иногда организационно указанные системы в состав
АПрНС не включаются, а рассматриваются как самостоятельные,
сопрягаемые с АПрНС. Исходя же из логики прицеливания их целе­
сообразно рассматривать совместно.
Организационно АПрНС является элементом комплекса авиа­
ционного вооружения, в который входят также авиационное оружие
450
(в составе авиационных средств поражения и установок авиационно­
го вооружения), система управления авиационным оружием, система
объективного контроля.
Роль и место АПрНС в комплексе авиационного вооружения
ЛА можно определить на основе системного анализа процесса
боевого применения авиационного вооружения. Системный ана­
лиз предполагает оценку качества системы с учетом всевозмож­
ных внутренних связей и связей с внешней средой ее функциони­
рования. Поскольку здесь речь идет о системе военного
назначения, системный анализ должен базироваться на основных
положениях военной доктрины государства, определяющих об­
щую систему средств вооруженной борьбы. Далее анализируются
задачи боевого применения авиационного вооружения, и опреде­
ляется их место и роль в общей системе средств вооруженной
борьбы. При этом уточняются и анализируются районы боевых
действии, объекты действий, система противодействия, географи­
ческие условия, организация взаимодействия и т. д.
Следующий уровень системного анализа предполагает анализ
основных этапов боевого применения. Он строится на основе дан­
ных, полученных на предыдущих уровнях применительно к конкрет­
ным задачам и типам летательных аппаратов.
Следует заметить, что основные этапы боевого применения
авиационного вооружения являются типовыми для любого вида бое­
вого ЛА и включают:
• этап подготовки к боевому применению;
• этап собственно боевого применения;
• этап анализа результатов боевого применения.
Каждому из этапов боевого применения ЛА соответствует опре­
деленная совокупность задач, решение которых необходимо для дос­
тижения главного результата— поражения цели. Поэтому четкое
определение задач каждого из этапов боевого применения является
одним из важных элементов системного анализа. Лишь после того,
как определена эта совокупность задач, ставится вопрос о техниче­
ских средствах их реализации. В этом смысле на данном уровне сис­
темного анализа АПрНС представляется в виде некоторой совокуп­
ности задач боевого применения авиационного вооружения.
Типовыми задачами этапов боевого применения авиационного
вооружения являются следующие.
451
1. Для этапа подготовки к боевому применению:
• контроль и управление техническим состоянием (ТС);
• снаряжение ЛА авиационными средствами поражения;
• ввод исходных данных для решения боевых задач.
2. Для этапа собственно боевого применения:
• вывод ЛА в заданный район цели;
• транспортировка АСП;
• обнаружение цели;
• распознавание (опознавание) цели;
• прицеливание;
• наведение авиационных управляемых средств поражения
(У АСП);
• отделение авиационных неуправляемых средств поражения;
• поражение цели;
• обеспечение безопасности боевого применения (БП).
3. Для этапа анализа результатов боевого применения:
• регистрация полетных данных (ПД) и результатов боевого при­
менения;
• анализ полетных данных и результатов боевого применения;
• формирование рекомендаций;
• устранение отказов и неисправностей.
Следующим уровнем системного анализа является определение
совокупности технических средств, обеспечивающих решение ука­
занных задач. К настоящему времени распределение основных задач
боевого применения АВ по техническим средствам их реализации
представлено на рис. 31.1.
В зависимости от технической реализации задач, возлагаемых
на АПрНС, историческое развитие последних может быть представ­
лено совокупностью ряда поколений.
Первое поколение представляет набор устройств, каждое из ко­
торых решает отдельные задачи независимо друг от друга. Каждое
такое устройство является практически автономным, имеет собст­
венные датчики информации, вычислители, индикаторы, органы
управления, а иногда и собственные источники питания. Основным
принципом деления на функциональные подсистемы и устройства
является физический принцип действия.
452
-
У странение отказов и неисправностей
к
Е
Ф о р м и р о в а н и е р ек о м е н д а ц и й
о
й
А нализ П Д и результатов БП
а
О
сг
А 7
&
П
W
и
Регистрация ПД и результатов БП
й
о
U
о
О б е с п е ч е н и е б е зо п асн о сти БП
X
X
о
П о р а ж е н и е цели
о
X
X
X
и
О тделение АСП
CQ
03
Н аведение УА СП
W
Е
П р и ц е л и в ан и е
0
и
а
|
£
a
Распознавание (опознавание)цели
С
о
Си
о
Т р а н с п о р ти р о в к а А С П
а
м
.=
<
О б н а р у ж е н и е цели
S
О-
ез
<
В ы во д Л А в рай он цели
(1)
о
ю
5Г
£
03
-
В вод и сх о д н ы х д ан н ы х -1/ \
К
и
С наряж ение ЛА АСП
<
го
К онтроль и управление
ТС
^
Рис. 31.1
Например, на самолете Ту-4 задача прицеливания решалась с по­
мощью двух устройств: оптического прицела бомбометания ОПБ-4 и
радиолокационного бомбардировочного прицела “Кобальт”, которые
функционировали полностью автономно.
Применение на борту ЛА набора отдельных устройств узкоспе­
циального назначения, не имеющих связи друг с другом, приводит к
увеличению массы, габаритных размеров, энергопотребления, стои­
мости бортового оборудования, снижению его надежности, усложне­
нию эксплуатации.
Второе поколение составляют бортовые системы и устройства,
имеющие некоторые функциональные связи между собой и отдель­
453
ные признаки аппаратурного комплексирования. Этот уровень комплексирования охватывает прежде всего датчики информации. При
этом создаются условия для использования одних и тех же датчиков
при решении различных задач. Поэтому по-прежнему имеет место
неудобство для работы летного экипажа, низкая точность и безотказ­
ность функционирования. Примером АПрНС второго поколения яв­
ляются бортовые системы самолетов типа МиГ-23.
К третьему поколению относятся системы с углубленными
функциональными связями между устройствами, обеспечиваемыми с
помощью центральных бортовых цифровых вычислительных машин
(БЦВМ). Здесь достаточно высокий уровень аппаратурного комплек­
сирования, охватывающего датчики информации, вычислители, ин­
дикаторы, органы управления. Развивается алгоритмическое комплексирование на уровне обработки информации различных
датчиков, необходимой для решения различных задач. Намечается
тенденция комплексирования более высокого уровня— по задачам
боевого применения. Создаются комплексные системы, например
прицельно-навигационные, пилотажно-навигационные.
Основные вычислительные функции возлагаются на централь­
ную БЦВМ. Сохраняются специализированные вычислители, выпол­
няющие ограниченные функции и являющиеся, как правило, анало­
говыми.
Отмеченные особенности дают основания отнести АПрНС
третьего поколения к классу так называемых сложных технических
систем. К числу АПрНС данного поколения относятся, например,
системы, устанавливаемые на самолетах типа М иГ-27, Су-24.
Следует заметить, что в АПрНС третьего поколения не удалось
полностью решить целый ряд вопросов. Так, комплексирование ап­
паратуры, алгоритмов и особенно задач является недостаточным и не
всегда продуманным. Принятые меры по поддержанию надежности
функционирования и точности решаемых задач вследствие этого не
являются достаточно эффективными. Системы слабо приспособлены
к модернизации как аппаратурного состава, так и математического
обеспечения. Структура систем не является рациональной.
Четвертое поколение составляют системы, состоящие из авто­
номных подсистем и характеризующихся тем, что уровень аппара­
турного комплексирования и уровень комплексирования по задачам
несколько снижен. В то же время несколько повысился уровень ал­
454
горитмического комплексирования. Это обусловлено тем, что каждая
подсистема имеет свою БЦВМ, которая в случае отказа БЦВМ дру­
гих подсистем выполняет часть их функций. Намечается тенденция
создания бортовых вычислительных систем и сетей. Примером могут
служить системы управления вооружением самолетов типа МиГ-29 и
Су-27.
В четвертом поколении не удалось решить ряд проблем, имев­
ших место и ранее. Так, точность решения боевых задач практически
осталось такой же, как и у систем третьего поколения. Практически
неизменными остались и характеристики надежности. Эксплуатаци­
онные характеристики также не улучшились. Структура систем не
является рациональной. В системах четвертого поколения осуществ­
ляется вновь возврат к не оправдавшему себя еще в первом поколе­
нии подходу, связанному с классификацией на подсистемы по физи­
ческому принципу действия, а не по решаемым задачам. Тенденция
деления АПРНС на подсистемы по физическому принципу действия
отдельных устройств, к сожалению, приводит не только к искажению
понятий, но и неверной трактовке некоторых очевидных фактов. Так,
по существу, все подсистемы и устройства, обеспечивающие реше­
ние задач боевого применения, часто называют комплексом бортово­
го радиоэлектронного оборудования (комплекс БРЭО), что не отра­
жает функционального назначения.
Важнейшими свойствами АПрНС, определяющими боевую эф­
фективность комплекса авиационного вооружения, являются точ­
ность решения задач прицеливания и безотказность функционирова­
ния АПрНС в процессе боевого применения.
Задача прицеливания рассмотрена в целом ряде работ, и ее ре­
шение достаточно хорошо разработано. Традиционная теория прице­
ливания, на которой базируются существующие системы, основана
на детерминированном подходе к постановке и решению задачи при­
целивания. При этом решение задачи прицеливания, в частности
формирование параметров прицеливания, осуществляется в виде ко­
нечных формул, представляющих собой результаты решения детер­
минированных дифференциальных уравнений движения АСП и цели
при неслучайных начальных условиях. Множество случайных фак­
торов, имеющих место при прицеливании, не учитываются. Попытка
их учета предпринимается лишь на этапе анализа уже разработанных
алгоритмов задачи прицеливания.
455
Более богатыми возможностями в сравнении с детерминирован­
ным обладает стохастический подход к задаче прицеливания, бази­
рующийся на представлении процесса прицеливания в пространстве
состояний. При этом задача прицеливания изначально формулирует­
ся как стохастическая с учетом различных случайных факторов. Сто­
хастический подход позволяет уже на этапе разработки алгоритмов
задачи прицеливания учитывать случайные факторы и принимать
меры к уменьшению их вредного влияния. Представляется возмож­
ным более глубоко вскрыть механизм влияния различных случайных
факторов на такие важнейшие свойства АПрНС, как точность и на­
дежность (безотказность).
Задача прицеливания является сложной задачей и для своего
решения требует соответствующего математического обеспечения.
Математическое обеспечение задачи прицеливания в современных
АПрНС может быть представлено в виде трех уровней:
• математическое описание задачи прицеливания;
• алгоритмы задачи прицеливания (включая блок-схемы алго­
ритмов);
• программы, реализующие алгоритмы задачи прицеливания.
Математическое описание задачи прицеливания представляет
собой совокупность математических зависимостей, наиболее полно
описывающих процесс прицеливания. Это описание является наибо­
лее общим и часто не конкретизируется типом АПрНС и ее особен­
ностями.
Алгоритмы задачи прицеливания — это совокупность математи­
ческих и логических операций, выполняемых в определенной после­
довательности и приводящих к решению задачи прицеливания в кон­
кретной прицельной системе. Следовательно, при разработке
алгоритмов задачи прицеливания учитывается конкретный тип
АПрНС, конкретные условия боевого применения и ограничения.
Программы, реализующие алгоритмы задачи прицеливания, раз­
рабатываются на основе алгоритмов с учетом конкретного типа вы­
числительных средств (их программного обеспечения) и их возмож­
ностей по организации вычислительного процесса.
Повышение точности решения задачи прицеливания и управле­
ния оружием всегда было и остается узловым направлением научных
исследований и практической деятельности. В настоящее время на­
ряду с традиционным путем повышения точности, связанным с со­
456
вершенствованием технических устройств, все большее значение
приобретают алгоритмические методы повышения точности. Их ос­
новное содержание можно представить в виде трех направлений:
• разработка адекватного математического описания задачи
прицеливания;
• разработка методов и алгоритмов управления летательным
аппаратом и оружием при прицеливании;
• разработка методов и алгоритмов комплексной обработки
прицельно-навигационной информации о фазовых координатах лета­
тельного аппарата, оружия и цели.
В данном разделе с системных позиций рассматривается один
из возможных подходов к стохастической постановке задачи при­
целивания, дается ее математическое описание в пространстве со­
стояний на основе теории систем с переменной структурой (глава
33), [2], а также излагаются основы синтеза авиационных прицель­
но-навигационных систем и их структура (глава 34), [2]. Вопросы
математического описания задачи прицеливания в пространстве
состояний на основе теории многоступенчатых динамических сис­
тем, приближенное математическое описание задачи прицеливания,
характеристика средств и методов получения прицельной и навига­
ционной информации в АПрНС, методы анализа процесса прицели­
вания, вопросы формирования облика АПрНС на основе решения
задачи оптимизации ее структуры в рамках обобщенной системы
“АПрНС — среда”, методы и алгоритмы оптимального управления
летательным аппаратом и оружием при прицеливании и методы и
алгоритмы оптимальной обработки прицельной и навигационной
информации, особенности эксплуатации АПрНС подробно изложе­
ны в [2].
§ 31.1. Структурная схема авиационной прицельно­
навигационной системы
Структурная схема АПрНС состоит из прицельных систем, са­
молетных датчиков информации, системы управления вооружением
(СУВ), летательного аппарата (ЛА) с экипажем и системой автома­
тического управления (САУ), бортовой вычислительной машины
(БЦВМ АПрНС) и системы единой индикации (СЕИ) (рис. 31.2).
457
Рис. 31.2
§ 31.2. Прицельные системы
Прицельные системы подразделяются на пассивные и активные.
Пассивные системы используют естественный контраст воз­
душных целей, который формируется самим ЛА и его двигательны­
ми установками в видимом, инфракрасном спектрах частот электро­
магнитных колебаний. К ним относятся оптические, оптико­
электронные, теплопеленгационные, телевизионные, тепловизорные
системы.
Пассивные системы для поражения наземных целей в основном
применяются для уничтожения видимых на поле боя целей. Это оп­
тические, оптико-электронные системы.
Преимуществом пассивных систем является возможность вне­
запной атаки целей, недостатком— небольшая дальность их обна­
ружения.
Активные прицельные системы используют отраженный от це­
ли сигнал, который может фокусироваться на цели радиолокацион­
458
ной или лазерной прицельными станциями самого носителя или ус­
тановленными прицельными станциями на другом ЛА или на земле.
Преимуществом активных прицельных станций является боль­
шая дальность обнаружения целей, недостатком — отсутствие воз­
можности внезапной атаки цели и при использовании бортовых
средств носителя необходимость формирования программной траек­
тории движения носителя до момента поражения цели.
Оптические прицельные визиры с разметкой сетки в тысячных
долях дистанции (установка НУВ-1) применяются как дублирующие
устройства, гироскопические оптические прицелы (АСП-ПФ, АСП-23)
решают задачи поражения воздушных и наземных подвижных целей.
Оптико-электронные системы позволяют увеличить дальность обна­
ружения цели. Электронно-лучевые трубки применяются также для
вывода информации о цели и о положении своего ЛА в пространстве
на индикатор лобового стекла (ИЛС) или на СЕИ. Оптические систе­
мы способны определить угловое положение цели и на небольших
расстояниях (дальность до цели).
Телевизинные системы с электронным увеличением (усилени­
ем сигнала) позволяют увеличить дальность обнаружения и распо­
знавания целей, определить ее размеры и угловое положение.
Теплопеленгаторы способны обнаружить цели на удалении до
20 км и определить их угловые координаты.
Создание тепловизиров — систем, объединивших теплопелен­
гаторы и телевизоры, — позволяет вести боевые действия как днем,
так и ночью. Так, тепловизорная система “Лантирн” совместно с
БРЛС позволяет пилотировать F-16 (США) на высоте 30 м со скоро­
стью 880 км/ч. Недостатком теплопеленгаторов и тепловизоров явля­
ется большая зависимость от состояния атмосферных условий (про­
зрачности и влажности).
Лазерные станции подсвета цели используются в качестве
дальномеров, а также как станции подсвета целей для управления
авиационными управляемыми ракетами и корректируемыми бомба­
ми с полуактивными лазерными системами наведения.
Бортовые радиолокационные прицельные станции являются
наиболее распространенными, так как обладают рядом следующих
серьезных преимуществ:
• возможность применения по воздушным и наземным целям;
459
• независимость эффективности действия от времени суток, со­
стояния атмосферы;
• возможность использования большой номенклатуры АСП
(АБ, АУР, артиллерийского оружия, КАБ), при работе с АУР класса
“воздух — воздух” можно поражать одновременно несколько целей
соответствующим количеством ракет.
Современные технологии позволяю т БРЛС, реш ая боевые за­
дачи в довольно широком диапазоне высот и дальностей, иметь
вполне приемлемые габаритные размеры и массу (французская
РЛС “АГАВА” имеет массу 45 кг, объем 0,15 м3, а станция AN
(ARG-63) самолета F-15 — массу 221 кг, объем 0,25 м3).
§ 31.3. Самолетные датчики информации
Самолетные датчики информации выдают информацию о пара­
метрах движения летательного аппарата, его пространственном по­
ложении. Эта информация используется для следующих целей:
• решения задач навигации (определения координат ЛА отно­
сительно аэродрома вылета и относительно цели);
• решения задач прицеливания для поражения воздушных и на­
земных целей в соответствии с принятыми алгоритмами;
• вычисления программных траекторий для управляемых АСП
с инерциальными системами наведения;
• обеспечения безопасности отделения АСП в штатных и ава­
рийных ситуациях полета.
Система воздушных сигналов измеряет и выдает потребите­
лям абсолютную барометрическую высоту Я а, относительную баро­
метрическую высоту Н, истинную воздушную скорость V, прибор­
ную скорость Ѵпр, число Маха М, отклонение АН текущей высоты от
заданной.
Радиовысотомеры определяют высоту в различных диапазо­
нах, измеряя время прохождения сигнала от ЛА до земли и обратно.
На точность измерений влияет пространственное положение ЛА при
углах тангажа и крена, превышающих 30°, сигнал об истинной высо­
те не принимается для обработки.
Инерциальные навигационные системы (инерциальные систе­
м ы — ИНС, инерциальная курсовертикаль— ИКВ, малогабаритные
460
инерциальные системы — МИС) служат для определения углов поло­
жения ЛА: и — тангажа, у — крена, ф — курса, составляющих путевой
скорости Ѵх и Ѵу, а также сигнала вертикального ускорения а-.
Доплеровские измерители путевой скорости и угла сноса
(ДИСС) представляют собой автономные системы, которые измеря­
ют путевую скорость W и угол сноса а снДатчики углов атаки и скольжения (ДУАС) измеряют углы
атаки и скольжения самолета — а ат, Рек.
Радиотехнические системы ближней навигации служат для
навигации, управления воздушным движением и посадки ЛА при
автоматическом, полуавтоматическом и ручном пилотировании, при
этом фактические параметры полета выдаются экипажу, в САУ, в
БЦВМ АПрНС.
На точность параметров, выдаваемых самолетными датчиками
информации, влияют: тип датчиков, место их установки на ЛА, точ­
ность установки, согласованность точности выдаваемых сигналов с
необходимой точностью, заложенной в алгоритмы решения задач,
работа их в условиях вибрационных и массовых нагрузок, изменения
температуры.
Самолетные датчики выдают результаты своих измерений с раз­
личными погрешностями. Для некоторых этапов выполнения боево­
го задания эти погрешности не оказывают существенного влияния,
для некоторых имеют глубоко принципиальное значение.
Например, ДИСС-7 выдает путевую скорость с точностью А W=
= 0,25 %W. При путевой скорости 300 м/с это составит AW= 0,75 м/с.
Авиационная бомба калибра 100 кг, сброшенная при бомбометании с
горизонтального полета с высоты 10000 м, будет находиться в воздухе
48 с, совершив перелет цели на 36 м.
Ошибки в измерении высоты полета могут приводить к прома­
хам, измеряемым сотнями метров, а ввод в алгоритмы решения зада­
чи прицеливания угла атаки самолета, определенного с ошибкой,
сказывается на точности стрельбы из артиллерийского оружия и при
пуске ракет.
Параметры полета, которые используются системой управления
вооружением в алгоритмах решения задач прицеливания при пуске
НАР, АУР, сбросе АБ, КАБ, стрельбе из артиллерийского оружия,
подвергаются специальной обработке с целью оптимизации парамет­
ра (иногда полученного от нескольких датчиков). Для этой цели в
БЦВМ закладывается специальная программа.
461
§ 31.4. Система автоматического управления
Система автоматического управления (САУ) совсем недавно
применялась только как система стабилизации ЛА по угловому по­
ложению и только для бомбометания с горизонтального полета с ис­
пользованием прицельных или навигационных систем.
На современных ЛА САУ используется для выполнения полетов
на предельно малых высотах, повторного автоматического захода на
цель, маршрутного полета по заданной программе, бомбометания с го­
ризонтального полета и с кабрирования, а также для автоматического
наведения на воздушные цели с наземного или воздушного командного
пункта. Поэтому САУ связана не только с ЛА и экипажем, но и с
БЦВМ.
§ 31.5. Система единой индикации
Система единой индикации (СЕИ) предназначена для вывода на
экран (это может быть отражатель оптической прицельной системы
или индикатор на лобовом стекле фонаря кабины):
• параметров полета — высоты, скорости, углов тангажа и крена;
• параметров прицельной систем ы — положения прицельной
марки, информации о целях (их угловых положениях), а при селек­
ции одной цели — расстояния до нее и ее размерах.
После захвата цели и включения режима слежения за ней на
СЕИ появляется отметка текущей дальности до цели, а после обра­
ботки в СУВ информации о цели и проверки состояния подвешенных
на ЛА АСП на СЕИ обозначается зона разрешенного пуска АУР, ко­
торая прошла предстартовую подготовку и готова к пуску (информа­
ция об этом событии может высвечиваться номером точки подвески,
на которой находится готовая к старту ракета, или другим наглядным
способом).
В случае несхода ракеты информация немедленно выдается на
СЕИ, а СУВ (при условии, что этот факт заложен в алгоритм пуска
АУР) автоматически осуществляет старт очередной готовой к пуску
ракеты.
Кроме того, на СЕИ могут выводиться разовые команды СУВ:
“ПР” — пуск разрешен; “Отворот” — при опасном сближении с це­
лью, тип готовой к пуску ракеты; одновременно команды могут вы­
даваться экипажу по радио.
462
На некоторых типах ЛА, предназначенных для полетов на ма­
лых высотах, устанавливаются голографические ИЛС.
Глава 32. Системы управления вооружением
§ 32.1. Задачи, решаемые системой
управления вооружением
СУВ — совокупность систем и устройств, обеспечивающих
связь АСП с бортовой системой КАВ ЛА для решения следующих
функциональных задач:
• обеспечение АСП необходимыми видами электропитания,
газом;
• оптимальное управление стрельбой, пуском АУР, НАР, сбро­
сом АБ во всем диапазоне допустимых условий атаки при макси­
мальной боевой эффективности;
• обеспечение необходимых условий предстартовой подготов­
ки АСП;
• управление взведением и параметрами срабатывания взрыв­
ного устройства;
• обеспечение постоянной связи с АПрНС;
• управление аварийным отделением АСП;
• обеспечение объективного контроля работоспособности всех
систем КАВ и действий экипажа при выполнении учебных и боевых
вылетов.
Состав СУВ представлен на рис. 32.1.
Рис. 32.1
463
Необходимость каждой из систем и ее элементов определяется
следующими факторами: предназначением ЛА, способом ведения
боевых действий и условиями боевого применения, способом и усло­
виями выполнения атаки целей.
§ 32.2. Система питания
Система электропитания — это устройства, преобразующие
стандартные бортовые напряжения в напряжения постоянного и пе­
ременного тока, необходимые для функционирования АСП при
транспортировке и для других потребителей КАВ. Эти устройства
могут размещаться на самом ЛА или на съемных элементах КАВ
(БД, АПУ, АКУ, в съемных артиллерийских контейнерах, в контей­
нерах с аппаратурой наведения ракет и т. п.).
Система газоснабжения содержит емкости со сжатым газом,
электроклапаны и устройства для управления ими, фильтры, трубо­
проводы и другие необходимые элементы для обеспечения работы
систем перезаряжания оружия, для охлаждения приемников лучи­
стой энергии тепловых головок самонаведения, для работы различ­
ных систем катапультирования и вентиляции.
Гидросистемы применяются в системах управления и катапуль­
тирования в многопозиционных роторных установках стратегиче­
ских бомбардировщиков.
§ 32.3. Система управления оружием
Система управления оружием (рис. 32.2) предназначена для вы­
бора и реализации варианта применения АСП, обеспечивающего
наибольшую эффективность поражения цели.
Вариант применения— выбор вида используемого оружия и
режима его применения.
Режим боевого применения — количество залпов в одной атаке
и количество АСП в залпе.
Залп — акт отделения одного или нескольких АСП одновремен­
но от ЛА.
Для артиллерийских боеприпасов и суббоеприпасов, отделяю­
щихся от не сбрасываемых с ЛА контейнеров, режим применения
определяется длиной очереди.
464
Рис. 32.2
Выбор варианта применения Хвп осуществляется экипажем на
основании информации, поступающей из блока учета количества и
типа АСП. Эти сведения о боевых грузах на держателях Х и, об авиа­
ционных ракетах Yy, о боекомплекте Рц на к-й артиллерийской уста­
новке поступают на индикаторные устройства экипажа и в БЦВМ
СУ О — блок формирования команд управления и отделения АСП
(БФКУ). Сюда же поступает информация Zmо целях от АПрНС.
В соответствии с заложенными алгоритмами программ БФКУ
формирует команды запуска программ предстартовой подготовки
АСП — Хц, Y2j и вместе с данными о целях Zm передает их в блок
формирования программ предстартовой подготовки (БПП). Обрабо­
танные надлежащим образом программой предстартовой подготовки
команды А3„ Yij через соответствующие держатели, АПУ и АКУ по­
ступают на АСП.
Сигналы о готовности АСП после отработки предстартовой
подготовки Х4І, Y4j поступают на БФКУ и на СЕИ АПрНС.
В БФКУ при получении информации о готовности АСП к при­
менению для каждого типа АСП рассчитывается зона разрешенного
465
пуска для АУР, дальности стрельбы для артиллерийского оружия,
дальности пуска НАР, относы для АБ, все это для эффективного ре­
шения задач прицеливания.
БПП формирует программы предстартовой подготовки в соот­
ветствии с заложенными алгоритмами и текущими параметрами по­
лета и пространственного положения ЛА, информация Хц,Уу через
держатели, АПУ и АКУ передается на АСП.
На АУР поступает информация о целеуказании для селективно­
го захвата ГСН цели, для ракет средней и большой дальности пуска
формируются параметры программной траектории полета, вместе с
системой управления установками взрывательных устройств созда­
ется участок стабилизации АУР после их отделения от ЛА.
Блок ввода исходных параметров боевого снаряжения предпола­
гает ввод баллистических и массовых характеристик АСП, конкрет­
ного варианта подвесок (ручной ввод предусмотрен для новых АСП).
Система выбора варианта боевого применения включает эле­
менты управления экипажем и схемы реализации алгоритмов управ­
ления в БФКУ и в блоке формирования команд аварийного отделе­
ния с учетом эффективности поражения целей, а в некоторых СУ О и
с учетом экономики.
После принятия решения о варианте боевого применения БФКУ
выдает команду WBn на блок формирования команд боевого отделе­
ния АСП. Команды боевого отделения Х 5І,Yy проходят через систему
обеспечения безопасности, блок формирования программ предстар­
товой подготовки на держатели, АПУ, АКУ (X3hY3i).
Система обеспечения безопасности выполняет следующие
функции:
• предотвращает непреднамеренный сход, сброс, отделение АСП;
• исключает возможность передачи команд на снятие ступеней
предохранения взрывательных устройств случайным образом;
• блокирует подачу электропитания на неисправное АУР и КАБ;
• обеспечивает отделение АУР и КАБ только при обесточен­
ных разъемах связи АСП с ЛА;
• обеспечивает одновременный сброс наружных симметричных
крыльевых подвесок грузов;
• предотвращает сброс АБ, подвешенных на верхние станции
КД, если не сброшены АБ под ними.
466
Все эти функции реализуются определенными алгоритмами
программ предстартовой подготовки, логическими схемами, специ­
альными механизмами и устройствами.
Блок формирования команд аварийного отделения должен нахо­
диться в постоянной готовности к действию и в минимальное время
освобождать ЛА от грузов, обеспечивая при этом аэродинамическую
и весовую симметрию ЛА. Аварийное отделение должно обеспечи­
вать сброс АСП как на “взрыв”, так и на “невзрыв”.
Технические характеристики СУО:
1. Номенклатура и количество оружия на борту ЛА, согласован­
ные с перечнем предназначенных для него целей.
2. Количество программ предстартовой подготовки, согласован­
ное с условиями задач поражения целей.
3. Перечень и характеристики вариантов применения АСП.
4. Уровень автоматизации процессов управления огнем — 45-55%.
Допускается ручная селекция цели.
5. Алгоритмическая гибкость СУО, т. е. изменение номенклату­
ры АСП только путем дополнения программного обеспечения, без
конструктивных доработок.
6. Диапазон условий боевого применения.
7. Степень влияния эффективности СУО на боевую эффектив­
ность КАВ.
8. Надежность и живучесть СУО.
9. Эксплутационная технологичность и экономические характе­
ристики.
§ 32.4. Система управления установками
взрывательных устройств
Система управления установками взрывательных устройств
(СУВУ) обеспечивает: снятие в определенной последовательности
ступеней предохранения, установку времени дальнего взведения, из­
менение пороговой чувствительности неконтактных взрывателей
АУР, времени срабатывания взрывателей.
§ 32.5. Система объективного контроля
Система объективного контроля служит для регистрации парамет­
ров функционирования АСП и связанных с ними устройств АРБУ, а
467
также разовых команд экипажа, записываемых в реальном масштабе
времени на различных этапах полета с использованием оружия.
Реализация функций всех систем СУВ осуществляется аналого­
выми и цифровыми устройствами, логическими схемами, командны­
ми и исполнительными устройствами, которые собираются в отдель­
ных блоках и объединяются единой программой действия, реали­
зуемой в БФКУ СУО.
Г л а в а 3 3 . М а т е м а т и ч е с к о е о п и с а н и е за д а ч и
п ри ц ел иван и я в стохасти ч еск ой п остан овк е
§ 33.1. Условия боевого применения
Боевое применение авиационного вооружения (АВ) представля­
ет собой сложный многогранный процесс, зависящий от множества
самых разнообразных факторов.
В основе этого процесса лежит взаимодействие авиационного
средства поражения и цели, развивающееся в определенной среде и
направленное на поражение цели. При этом под средой понимается
совокупность факторов, сопровождающих процесс взаимодействия
АСП и цели.
Важнейшими из этих факторов являются условия боевого при­
менения, включающие условия отделения АСП от летательного ап­
парата, характер движения АСП на траектории полета от ЛА до цели
или другой намеченной точки (области), условия встречи АСП с це­
лью и т. п.
Из сказанного следует, что задача поражения цели полностью
определяется состоянием тройки “АСП — цель — среда”.
При заданном АСП, заданной цели и фиксированной среде ис­
черпывающей характеристикой взаимодействия АСП и цели при
боевом применении АВ является так называемый координатный за­
кон поражения G(7 ) , характеризующий собой условную вероят­
ность поражения цели (при условии, что вектор 7 зафиксирован).
Вектор 7 представляет собой случайный вектор фазовых координат
АСП и характеризует относительное положение АСП и цели в опре­
деленном фазовом пространстве.
468
Важно заметить, что в задаче поражения АСП и цель рассматри­
ваются в неразрывном единстве, поскольку поражающие свойства АСП
не имеют смысла без свойств уязвимости цели. Следовательно, коорди­
натный закон поражения G (F )является полной характеристикой взаи­
модействия пары “АСП — цель” при боевом применении АВ.
Случайный вектор F фазовых координат АСП, как уже отмеча­
лось, определяет относительное положение АСП и цели (в опреде­
ленном фазовом пространстве) в процессе поражения. Его полной
характеристикой является закон распределения, например плотность
вероятности / (F ). По существу в задаче поражения закон распреде­
ления / (F) характеризует состояние среды, в которой функциониру­
ет пара “АСП — цель”.
Следовательно, функционирование тройки “АСП — цель —
среда” можно характеризовать координатным законом поражения
G(F) и законом распределения плотности вероятности / (F ).
Для удобства количественной оценки поражения цели часто
применяется свертка указанных законов. В частности, при оценке
поражения одиночных целей удобно пользоваться интегральной
сверткой в виде вероятности поражения цели:
W=]G(r)f(r)dr.
—со
Анализ данной формулы показывает, что вероятность пораже­
ния цели функционально зависит от вектора F . Поэтому для изуче­
ния задачи поражения цели в интересах управления процессом по­
ражения необходимо знать закономерности изменения этого вектора.
При этом важным является вопрос о том, какие именно фазовые ко­
ординаты входят в состав F .
Предлагаются самые разнообразные представления данного
вектора в зависимости от цели исследования.
На практике часто в качестве вектора F рассматривают вектор
ошибки попадания АСП в цель (ошибки боевого применения АСП),
содержащий компоненты его проекции на оси специально выбирае­
мой системы координат, начало которой совмещается с целью.
Опыт показывает, что ошибка боевого применения АСП зависит
от целого ряда различных факторов, в числе которых большое значе­
ние имеют ошибки решения задачи прицеливания.
469
§ 33.2. М атематическое описание динамики вектора
относительного положения авиационного средства
поражения и цели в процессе атаки
Схема для определения отклонения АСП приведена на рис. 33.1.
Пусть цель ІД о движется по некоторой траектории 1 (рис. 33.1). Ата­
кующий ЛА движется по траектории 2. Предположим, что в момент
?о в точке 0 с ЛА по цели применяется АСП. При этом точка 0 фикси­
руется относительно воздуха. В процессе полета АСП его положение
определяется вектором Dc(т ), а положение цели — вектором £>ц( т ) .
Тогда текущее отклонение АСП от цели будет характеризовать­
ся вектором г ( т ) :
r(z) = Dc(r)-D „ (r),
(33.1)
где т — текущее время полета АСП.
Требуется обеспечить попадание средств поражения в цель или
другую намеченную область, т. е. (в случае прямого попадания в
цель) обеспечить, чтобы траектория цели и средства поражения пе­
ресеклись в некоторой точке в некоторый момент времени. Для этого
надо знать законы движения АСП и цели после выстрела.
470
Дифференцируя выражение (33.1) по времени х, получим диф­
ференциальное уравнение для вектора F (x ):
7(-х) = ѵ / Т )- Ѵч(т), ?(т0) = -D 0,
где
(33.2)
ѵс(т ) , Кц(х) — векторы скоростей АСП и цели соответственно;
D0 — вектор дальности цели в момент предполагаемого пуска
АСП.
Скорость ѵс(х) АСП и скорость Кц(х) цели в уравнении (33.2)
являются неизвестными. Характер их изменения может быть получен
на основе законов механики. Заметим, что условия и характер дви­
жения АСП и цели идентичны. Рассмотрим вначале уравнения дви­
жения АСП, а затем по аналогии запишем уравнения движения цели.
Уравнения движения АСП как твердого тела в воздушной среде
получаются из законов сохранения количества и момента количества
движений. В соответствии с этим можно выделить две группы диф­
ференциальных уравнений:
• описывающие движение центра масс АСП;
• описывающие движение АСП относительно центра масс.
Дифференциальные уравнения движения центра масс АСП мо­
гут быть записаны следующим образом:
vc(r) = - b : [ £ c(r) + Gc(r)];
тс(т)
Д Д г) = ѵс(г ),
где
ѵс(т) — вектор линейной скорости центра масс АСП;
тс(т) — масса АСП;
Gc(х) — вектор силы тяжести;
і?с(х) — вектор внешних сил, действующих на АСП в полете;
Dc(х) — вектор линейных координат центра масс АСП.
Масса т0(х) АСП и силы Rc(х) и Gc(х ), действующие на АСП
в полете, в общем случае являются функциями времени. Кроме того,
действующие на АСП силы в общем случае являются случайными
процессами:
Rc = RcO + $Jr)'
GC=GC0 +ёц(т),
471
где
Rc0, Gc0 — регулярные (неслучайные) составляющие сил Rc и
Gc соответственно;
%сг(т) и ^ ( т ) — случайные составляющие сил Rc и Gc соот­
ветственно.
Следует заметить, что регулярная составляющая і?с0 вектора
внешних сил Rc зависит от характера движения АСП в среде, характе­
ризуемого векторами линейной ѵс и угловой юс скоростей АСП, а так­
же векторами линейного DQ и углового х с положения АСП. Целена­
правленное изменение характера движения АСП осуществляется с
помощью управляющих воздействий мс(т), обеспечивающих управ­
ляемый полет АСП. Тогда выражение для Rc можно записать в виде
Re =
)+
)■
Выражение для Gc может быть записано следующим образом:
Gc =Gc0(vc,Dc,a c, z c,T) + Zcg(T).
Вектор г7с(т) в дальнейшем будем называть вектором управле­
ния АСП. Для управляемых АСП он в процессе их полета изменяется
по определенному закону, а для неуправляемых АСП принимается
равным нулю.
С учетом сказанного уравнения движения центра масс АСП в
общем виде могут быть записаны следующим образом:
% = O c C v c , D c , 3 c , X c ~Uc ,4 c ^ ) ' V c ( T o ) = V c O,
І>с = vc(vc,Dc,ajc,x c,r),Dc( rQ) = Dc0,
где
ac(vc,Dc,Wc,x cMc,l;e,T) — известная нелинейная векторная
функция, символизирующая линейное ускорение АСП;
vc(vc,Dc,oJc,x cj ) — известная нелинейная векторная функция,
символизирующая линейную скорость АСП;
£,с = |&г І ’д — вектор случайных составляющих внешних сил.
Путем аналогичных рассуждений могут быть получены диффе­
ренциальные уравнения движения АСП относительно центра масс.
Они могут быть записаны следующим образом:
472
£ с ( ^ С ’^
с <®с >Х с
’^ С ’£ с ' ^ ) <
® с ( ^ о ) ~ ® сО'
Х ( ‘о ) = ХсО.
% c = ® c ( ' ’c ’ D c , a C’ X c ’ т ) ’
где Ec(Vc,Dc,mc,Xc,Hc’ZcJ) — известная нелинейная векторная функ­
ция, символизирующая угловое ускорение АСП;
^с(^с’^ с ^ с 'Х с ’т) — известная нелинейная векторная функция,
символизирующая угловую скорость АСП.
Далее рассмотрим уравнения движения лишь центров масс ана­
лизируемых объектов, что не снижает общности основных выводов и
удобно с методической точки зрения.
Определение скорости АСП осуществляется на основе решения
задачи внешней баллистики. При этом уравнения для определения
ѵс(т) в общем виде могут быть записаны следующим образом:
Ѵс(х) =
ос(ѵс, D ' , ис, ^ , т),
(т0) = ѵс0,
Ѵс
(33.3)
Д = ѵ с(ѵс, д , т ) , А ( т 0) = д 0,
Движение цели также может быть описано на основе известных
законов механики. В общем виде уравнения движения цели записы­
ваются следующим образом:
К = ап( К >Du>ипЛ »х)> К (то) = Ко .
(33.4)
А = К ( К > А > х)> d u( x0) = d u0,
где
аи(•), Ѵц(•) — известные нелинейные векторные функции;
йц — вектор управления цели;
qu — вектор случайных возмущений, действующих на цель в
полете.
При заданных векторах случайных возмущений ^ и ^ , векто­
рах управления целью и АСП (йи, йс) и начальных условиях система
уравнений (33.2)—(33.4) является замкнутой. В результате ее решения
получаем текущее значение вектора отклонения АСП от цели г(т)
после предполагаемого выстрела.
Через некоторое время Т после выстрела абсолютная величина
г(т) становится минимальной. Необходимое условие минимума
|г(т)| может быть записано в виде
473
d \r W \
-о
dx
(33.5)
Достаточное условие минимума г (Т ) записывается следующим
образом:
dx2
Данное условие по существу определяет область возможных атак.
Если ЛА находится в этой области, то достаточное условие минимума
абсолютной величины отклонения АСП от цели всегда выполняется.
При этом минимум может быть определен на основе выполнения усло­
вия (33.5). Тогда это условие, по сути, является граничным при опреде­
лении вектора F . Значение текущего отклонения 7 в момент выполне­
ния граничного условия обозначим 7 ( Т ) . Время Т получило название
времени полета АСП (время от момента предполагаемого выстрела до
момента выполнения граничного условия (33.5)).
Для решения задачи (в случае прямого попадания) необходимо,
чтобы величина 7{Т) была равна нулю. Тогда в качестве параметра
управления целесообразно принять вектор А(Т) :
А(Т) = -7(Т).
(33.6)
Данный вектор часто называют вектором промаха. Схема для оп­
ределения параметра управления показана на рис. 33.2. Этот параметр
определяет как величину, так и направление уменьшения отклонения
7(Т) на момент выполнения граничного условия (33.5) и является
удобным для реализации на его основе управления ЛА и оружием.
С учетом выражений (33.6), (33.2)-(33.4) можно записать систе­
му дифференциальных уравнений, обеспечивающих определение
векторного параметра управления, в виде
(33.7)
474
Параметр управления определяется с помощью системы (33.7) в
момент выполнения граничного условия
Анализ системы уравнений (33.7) показывает, что задача управле­
ния изменением вектора 7(Т) относительного положения АСП может
быть решена путем изменения начальных условий пуска АСП (измене­
ния фазовых координат ЛА и оружия) и вектора ис управления АСП.
Если задача управления вектором 7 предполагает изменение
начальных условий пуска АСП, то ее называют задачей прицелива­
ния. Если же задача управления вектором 7 решается за счет управ­
ления АСП, то ее называют задачей наведения АСП. Как правило,
указанные задачи при применении управляемых АСП решаются со­
вместно, и задача прицеливания предшествует задаче наведения
АСП. При этом степень изменения вектора 7 при решении задачи
прицеливания определяется системой наведения управляемого АСП.
При применении неуправляемых АСП решается только задача при­
целивания.
Рассмотрим более подробно задачу прицеливания. В этом слу­
чае процесс управления вектором 7 называют процессом прицели­
вания, а параметр управления A (r) — параметром прицеливания.
475
По вычисленному параметру прицеливания А(Т) осуществляет­
ся управление ЛА и оружием. Но значения параметра прицеливания
справедливы лишь для того момента времени, для которого они вы­
числены. Для управления же необходима непрерывная информация о
параметре прицеливания. Следовательно, после выполнения гранич­
ного условия (33.8) и определения параметра прицеливания для не­
которого момента времени необходимо вновь начать решение систе­
мы (33.7), но уже при изменившихся за время предыдущего решения
начальных условиях, и закончить его вновь по условию (33.8) и т. д.
В качестве начальных условий для системы (33.7) при этом необхо­
димо использовать значения соответствующих величин в текущем
времени t решения задачи прицеливания. Тогда получается, что сис­
тема (33.7) решается в своем времени т, а управление самолетом и
оружием осуществляется в текущем реальном времени t. Время т,
как правило, является ускоренным, поскольку необходимо обеспе­
чить малый интервал дискретности получения информации о пара­
метре прицеливания для того, чтобы процесс управления ЛА и ору­
жием удовлетворял требованиям по точности и устойчивости.
В результате параметр прицеливания представляется последова­
тельностью дискретных отчетов с интервалом, равным реальному
времени решения системы уравнений (33.7) на каждом шаге (от мо­
мента начала решения до момента выполнения граничного условия).
В пределах интервала дискретности параметр прицеливания является
постоянным. Если масштаб ускорения времени при решении систе­
мы (33.7) равен па, а реальное время ее решения (интервал дискрет­
ности) равно /д, то реальное время полета АСП определяется по фор­
муле
Таким образом, параметр прицеливания представляет собой ку­
сочно-непрерывную функцию времени полета АСП и текущего вре­
мени прицеливания А(T,t), условие выполнения прицеливания мо­
жет быть записано в виде
Д ( 7 \0 = 0.
(33.9)
Как уже отмечалось, для решения системы уравнений (33.7) необ­
ходимо знать начальные условия для параметра прицеливания, для
уравнений, характеризующих движение АСП и цели. В качестве этих
476
начальных условий на борту ЛА используются измеренные с помощью
бортовых средств текущие значения фазовых координат ЛА, оружия и
цели. Изучение и исследование процесса прицеливания, таким образом,
должно базироваться на единой математической модели, включающей
математическую модель ЛА, модель цели, модели информационной
системы и системы управления ЛА и оружием.
§ 33.3. Общее математическое описание
процесса прицеливания как динамической системы
с переменной структурой
Для изучения и исследования процесса прицеливания в динамике
его математическую модель удобно представить в пространстве состоя­
ний. Для этого последовательно рассмотрим все его составляющие и
запишем соответствующие им дифференциальные уравнения.
Общий вид уравнений для определения параметра прицели­
вания представлен системой (33.7). Что касается моделей ЛА и
оружия, цели, то они должны быть имитационными, позволяю щ и­
ми наиболее точно воспроизводить характер движения ЛА, ору­
жия и цели при прицеливании. Имитационная математическая мо­
дель ЛА и оружия в общем виде может быть представлена
векторным уравнением
?„ = Фп(7„,йп, 1 , 0 ,
где
Yn(to) = Y„o,
(33. 10)
Уп — вектор фазовых координат ЛА и оружия;
йп— вектор управления ЛА и оружия;
сп — вектор возмущающих воздействий;
ф п(•) — известная нелинейная векторная функция.
Фазовые координаты ЛА и оружия измеряются с помощью бор­
товой информационной подсистемы о фазовых координатах ЛА и
оружия, называемой информационно-навигационной подсистемой
(ИНП) и содержащей множество измерителей различных фазовых
координат. Условно эта подсистема может быть представлена в виде
двух блоков: динамического преобразователя и безынерционного
преобразователя (рис. 33.3).
477
р
'Г
7
Г.
г
Динамический
преобразователь
Yр
гаі
Безынерционный
преобразователь
Рис. 33.3
В процессе функционирования некоторые из измерителей ИНП
могут отказать, что приводит к функциональным нарушениям в ней.
Другими словами, ИНП в процессе функционирования может менять
свою структуру. Факт смены структуры вследствие функциональных
нарушений учитывается переменной Р = {1,2,..., р, ...Nn} в динами­
ческом преобразователе.
Математическая модель динамического преобразователя может
быть представлена в виде
% - Ф М Я .І 'Л
где
W
o)
= C ,
(33.11)
2,n? — вектор возмущений, действующих на динамический пре­
образователь.
В безынерционном преобразователе осуществляется преобразо­
вание вида
ZnP
щ
(33.12)
где £,по — вектор ошибок преобразования;
фп(•) — известная нелинейная векторная функция.
На выходе ИНП наблюдается сигнал Z * , используемый для
формирования начальных условий системы уравнений (33.7).
Аналогичные рассуждения можно провести и по отношению к
имитационной математической модели цели. Важно заметить, что
эта модель должна как можно полнее имитировать реальное движе­
ние цели для того, чтобы воссоздать близкие к реальным условиям ее
наблюдения и измерения фазовых координат. Она существенно
сложнее той модели цели, которая применяется в системе (33.7) для
вычисления параметра прицеливания. Уравнения движения цели в
системе получаются исходя из возможности определения закона
478
#1,
движения цели на основе измерения ее фазовых координат на борту
ЛА. Имитационная же модель формирует сами фазовые координаты
цели. Другими словами, имитационная модель характеризует реаль­
ное движение цели, а модель в системе (33.7) — наше представление
о нем на основе имеющейся на борту ЛА информации.
Векторное уравнение, описывающее изменение фазовых коор­
динат цели, представляется в виде
% = Ф /Г ч, й , Д
где
л
V
(ззл з)
Yu — вектор фазовых координат цели;
JJu — вектор управления цели;
сп — вектор возмущений, действующих на цель;
ф ц(#) — известная нелинейная векторная функция.
Фазовые координаты цели измеряются находящейся на борту
ЛА информационной подсистемой о фазовых координатах цели или,
как ее еще называют, визирно-прицельной подсистемой (ВПП), со­
держащей множество измерителей различных фазовых координат.
Так же, как и ИНП, визирно-прицельная подсистема может быть
представлена в виде двух блоков: динамического и безынерционного
преобразователей (рис. 33.4).
Рис. 33.4
Возможная смена структур ВПП вследствие функциональных
нарушений учитывается переменной к = {1,2,..., N B} в динамическом
преобразователе, математическая модель которого имеет вид
=
где
і м
= 7ци0,
(33.14)
— вектор возмущений, действующих на динамический пре­
образователь.
479
В безынерционном преобразователе вектор Уц* преобразуется в
соответствии с выражением
(33.15)
где
%ц8— вектор ошибок преобразования;
фц — известная нелинейная векторная функция.
Сигнал
Z* с выхода ВПП используется в качестве начальных
условий для системы уравнений (33.7).
Таким образом, начальные условия известны, и с п о м о щ ь ю систе­
мы уравнении (33.7) может быть вычислен параметр прицеливания.
Система (33.7) реализуется в бортовой вычислительно-коммутационной
подсистеме (ВКП). Информация о параметре прицеливания обновляется
на выходе ВКП с интервалом дискретности ta и поступает на входы исполнительно-управляющей подсистемы (ИУП), включающей системы
управления ЛА и оружия (СУЛА и СУ О). В этих системах на основе
параметра прицеливания А(Г, t) формируются управления ЛА и ору­
жием в виде некоторых операторов
мла=2?ла[ А ( Г ,0 ] .
(33.16)
йор=5ор[А(Г,0].
(33.17)
Следовательно, вектор йп в уравнении (33.10) является состав­
ным вектором
К =||"«; “«pi-
(33.18)
§ 33.4. Структурная схема процесса прицеливания
На основании вышеизложенного структурная схема процесса при­
целивания может быть представлена в виде, показанном на рис. 33.5.
Схема процесса прицеливания представляет собой замкнутый кон­
тур, подверженный действию возмущений \ п,
\ ng, \ пЪ,
управления цели иц и дискретных случайных процессов Р и К, характеризующих смену структур процесса прицеливания. Возмущения зада­
ются на основе данных, полученных экспериментальным путем. Что
480
481
Рис. 33.5
касается управления иа , то в реальных условиях закон его изменения
установить очень трудно. Поэтому при проведении анализа процесса
прицеливания этот закон выбирается на основе изучения тактических
приемов противника в различных ситуациях.
На структурной схеме пунктирной линией выделена часть, тра­
диционно относящаяся к авиационной прицельной системе. В неко­
торых случаях в АПрС включают еще и системы управления ЛА и
оружием. По-видимому, это оправданно, поскольку АПрС относится
к классу информационно-управляющих систем и должна содержать в
своем составе исполнительную подсистему.
Параметр прицеливания А(Т, t ) , сформированный в вычисли­
тельно-коммутационной подсистеме, поступает в исполнительно­
управляющую подсистему, где на его основе формируются управле­
ния йт и йор, обеспечивающие управление ЛА и оружием в интере­
сах обеспечения условия выполнения прицеливания (33.9).
При этом условие выполнения прицеливания А(Т, Г) = 0 может
быть обеспечено следующими путями:
• управлением летательным аппаратом;
• управлением оружием (при подвижном оружии);
• одновременным управлением ЛА и оружием.
Следовательно, имеется несколько контуров управления, обеспе­
чивающих достижение условия выполнения прицеливания А(Т, /) = 0.
Рассмотрим этот вопрос более подробно.
§ 33.5. Контуры управления летательным аппаратом
и оружием при прицеливании
Как уже отмечалось, исполнительно-управляющая подсистема
включает систему управления ЛА (СУЛА) и систему управления
оружием (СУО) (рис. 33.6).
Система управления ЛА в качестве основных элементов включает
в свой состав летчика и систему автоматического управления полетом.
Она формирует управление £7ла. За счет этого управления изменяется
пространственное положение ЛА относительно цели в интересах обес­
печения условия выполнения прицеливания. При этом в зависимости от
режима работы СУЛА (автоматический, полуавтоматический, ручной)
управление г7ла формируется и реализуется по-разному.
482
483
Рис. 33.6
В режиме автоматического управления ит формируется в САУ
и затем передается на органы управления ЛА.
В режиме полуавтоматического (директорного) управления нла
также формируется в САУ, затем индицируется летчику, и он, воз­
действуя на органы управления ЛА, добивается обеспечения условия
выполнения прицеливания.
В режиме ручного управления летчику непосредственно в той
или иной форме индицируется параметр прицеливания А(Г, / ) , и он
по своему усмотрению путем воздействия на органы управления ЛА
обеспечивает условие выполнения прицеливания.
Система управления оружием должна обеспечить, с одной сторо­
ны, управление пространственным положением оружия, а с другой —
управление отделением АСП от летательного аппарата. Поэтому в СУ О
можно условно выделить две подсистемы: подсистему управления по­
ложением оружия и подсистему управления отделением АСП.
Важно заметить, что в подсистему управления положением
оружия из ВКП поступает параметр прицеливания А(Г, t ) , на основе
которого формируется управление і70прол, обеспечивающее изменение
пространственного положения оружия в интересах обеспечения ус­
ловия выполнения прицеливания. Это управление поступает в уста­
новку авиационного вооружения (УАВ) на привод оружия, который
и осуществляет непосредственно изменение положения оружия от­
носительно цели.
Подсистема управления отделением АСП формирует управле­
ние й0;тд, обеспечивающее отделение АСП от ЛА.
Это управление поступает также в УАВ на соответствующие
устройства отделения АСП. При этом управление
выдается в
УАВ лишь тогда, когда обеспечено условие выполнения прицелива­
ния Д(Г, t) = 0. Это условие формируется в ВКП.
Таким образом, при прицеливании функционируют три контура
управления ЛА и оружием:
• управления пространственным положением ЛА;
• управления пространственным положением оружия;
• управления отделением АСП от ЛА.
484
Структурная схема процесса прицеливания, учитывающая ука­
занные контуры управления ЛА и оружием и представленная на
рис. 33.6, является детализацией структурной схемы АСП, показан­
ной на рис. 33.5.
Авиационное оружие показано здесь в виде составных частей:
установки авиационного вооружения (УАВ) и авиационных средств
поражения.
В вычислительно-коммутационной подсистеме условно выделе­
ны три элемента: блок алгоритмической обработки информации о
фазовых координатах ЛА, оружия и цели, где осуществляются меро­
приятия по преобразованию различных систем координат и повыше­
нию точности информации, поступающей от измерителей ИНП и
ВКП; блок формирования параметра прицеливания, реализующий
систему уравнений (33.7); блок формирования условия выполнения
прицеливания Д(Г, t) = 0.
В СУО выделены две подсистемы: подсистема управления по­
ложением оружия и подсистема управления отделением.
Анализ структурной схемы процесса прицеливания и контуров
управления ЛА и оружием при боевом применении АСП позволяет
выделить функциональную систему более высокого уровня, обеспе­
чивающую решение задачи боевого применения авиационного воо­
ружения в целом. Такая система получила название “Комплекс авиа­
ционного вооружения”. На основе вышеизложенного в состав КАВ
должны быть включены следующие элементы:
• авиационное оружие, включающее установку авиационного
вооружения и авиационные средства поражения;
• авиационная прицельная система (АПрС), включающая ин­
формационно-навигационную, визирно-прицельную, вычислительно­
коммутационную и исполнительно-управляющую подсистемы
(ИНП, ВПП, ВКП, ИУП);
• система управления оружием (СУО), включающая подсис­
тему управления положением оружия и подсистему управления от­
делением АСП;
• система управления летательным аппаратом (СУЛА),
включающая экипаж и систему автоматического управления полетом
ЛА (САУ).
Заметим, что комплекс авиационного вооружения и летатель­
ный аппарат функционируют совместно как единая целенаправлен­
485
ная система (см. рис. 33.6). Следовательно, объективно существует
функциональная система еще более высокого уровня, включающая
элементы КАВ и ЛА. Такая система получила название “Авиацион­
ный боевой комплекс”.
§ 33.6. М атематическая модель
процесса прицеливания
При исследовании процесса прицеливания удобно представить
его в виде обобщенных векторных уравнений. Так система уравне­
ний (33.7) может быть записана в виде одного векторного уравнения
следующим образом:
^ а =Фа (Уа ^ а М
= 7л(0,
(33.19)
где
V
г ц- V ѵс
^с^Ус' Д ’ >fc >О
y/c(vc,Dc,r)
Л
Д
К
(Уц’Дг »
д
фц{Ѵц,Оц,т)
£Н І°
£
»
^”)
о 4
Аналогично, в виде одного обобщенного векторного уравнения
могут быть представлены уравнения (33.10-33.14):
Р=Ф'<У1,и.4А7ц9) = 79,
(і = і,2,...,и,ЛГ),
где
Y' =
Yn
y„:
Yu
Yk
ЦИ
;
Ф '( Т ,й Д ,0 =
486
З Д , Йц, ^ , 0
(33 20)
Векторное уравнение для безынерционных преобразователей
запишется в виде
Z ' = w : , l a)
(33.21)
где
Рассмотренная математическая модель процесса прицеливания
является стохастической и учитывает возможность случайной смены
структур в процессе функционирования. В качестве основы форми­
рования управления ЛА и оружием при решении боевых задач рас­
сматривается параметр прицеливания А(Г, /). Формирование собст­
венно управлений ЛА г7ла и оружия г7ор представлено в данной
модели обобщенными операторами Вт и Воркак функциями от па­
раметра прицеливания Д(Г, t ) .
Следует заметить, что конкретный вид указанных операторов
может быть самый разнообразный. Например, перспективными яв­
ляются управления, построенные с учетом как параметра прицелива­
ния, так и его производных по текущему времени атаки цели. При
этом целесообразно рассматривать процесс прицеливания как функ­
ционирование единой целенаправленной многоступенчатой динами­
ческой системы с переменной структурой. Математическое описание
такой системы может рассматриваться как основа для построения
интегрированных авиационных прицельных систем и дает необхо­
димые предпосылки для создания унифицированного алгоритмиче­
ского обеспечения.
487
§ 33.7. Математические модели движения
авиационного средства поражения
Общий вид системы дифференциальных уравнений для опреде­
ления векторного параметра прицеливания А(Г) представлен систе­
мой (33.7). Как следует из анализа системы (33.7), для вычисления
параметра прицеливания необходимо знать законы движения АСП и
цели после пуска. Поэтому, прежде чем приступить к получению
конкретных систем уравнений для параметров прицеливания, рас­
смотрим математические модели, определяющие законы движения
АСП и цели.
Закон движения АСП определяется в результате решения задачи
внешней баллистики. Задача внешней баллистики решается в стан­
дартных атмосферных условиях. На практике, как правило, учитыва­
ется лишь движение центра масс АСП при условии отсутствия ветра.
При этом траектория движения АСП лежит в вертикальной плоско­
сти. Баллистическая задача, следовательно, решается в прямоуголь­
ной системе координат ОЛУ, центр которой совпадает с точкой пуска
АСП, ось ОХ— горизонтальна, а ось ОУ направлена вертикально
вверх.
Учитывая внешние возмущения, действующие на АСП в полете,
запишем систему скалярных уравнений движения центра масс АСП в
проекциях на оси системы координат 0XY:
ѵс = -С Х{М ) - ; - — ■S - ( g + £v)sinA, vc(r0) = vc0,
2m
* =-(g+£ д)
cos Я
4 0 = ч >
Da = у. cos Я ,
Dcy = vc sin Я ,
(33.22)
о) = °
Dcy(r0)=O,
где vc — модуль вектора скорости АСП;
X — угол наклона траектории АСП;
СХ(М) — коэффициент силы лобового сопротивления АСП;
т — масса АСП;
488
pw(7) — закон изменения плотности воздуха от высоты полета
АСП;
S — характерная площадь АСП;
g — ускорение силы тяжести Земли;
£ѵ» Ь- — случайные возмущения, действующие на АСП в полете;
D сx,DСу — проекция вектора дальности АСП на оси ОХ и 0 7 со­
ответственно.
При решении задачи баллистики необходимо знание текущей
высоты 7 полета АСП (для определения pw(7)), в то время как про­
екция вектора дальности АСП на ось 0 7 часто не используется. По­
этому последнее уравнение в системе (33.22) используют для опре­
деления высоты 7 и записывают его в виде
У = vc sin Я ,
У(г0) = Я 0;
(33.23)
где H q— высота полета Л А в момент предполагаемого пуска АСП.
Вводя обозначение X = Dcx и с учетом уравнения (33.23) запи­
шем систему (33.22) в виде
vc - - C X
M
) ^ S - ( g + £ ) s in Я ,
2т
A =-(g+4x}
cos Я
X = vccos4 ,
У =ѵ,мпЯ,
Ѵс(То)= Ѵсо
-*(То) = Л) >
(33.24)
Аг(г„)=0,
Г(г0)=Я0.
В результате решения системы уравнении (33.24) определяется
текущее значение вектора скорости АСП ѵ~Т = ||vcAj и вектора даль­
ности АСП
D~T = \\Х(Н0 —7 )!. Вектор ѵс может быть также пред­
ставлен в виде проекции на оси системы координат:
ѴІ = 117,
[I
cos Я ѵкіпЯІІ
X У
Как следует из анализа системы уравнений (33.24) управления
вектором ѵс для неуправляемых АСП возможно лишь путем изме­
нения начальных условий ѵсо, Н, Но, которые являются фазовыми
координатами ЛА и оружия. Следовательно, изменение вектора ѵс
может быть обеспечено за счет управления ЛА и оружием.
489
§ 33.8. Математические модели прогнозируемого
движения цели
Закон движения цели после предполагаемого выстрела в систе­
ме (33.7) может быть в принципе определен путем решения вектор­
ного уравнения типа (33.13).
Однако на борту ДА это практически невозможно, поскольку
остается неизвестным целый ряд коэффициентов дифференциальных
уравнений, зависящих от конкретного типа цели, а также управление
цели йц после выстрела. Поэтому закон движения цели после вы­
стрела в системе (33.7) формируется на основе принятия различных
гипотез о движении цели. Эти гипотезы могут быть самыми разнооб­
разными и могут приниматься по отношению к различным фазовым
координатам цели.
Наиболее простой и часто применяемой гипотезой о движении
цели является гипотеза о ее равномерном и прямолинейном движе­
нии после выстрела со скоростью, равной скорости цели в момент
выстрела. Дифференциальные уравнения, описывающие движение
цели, в этом случае принимают вид
Ѵи=0,
Ѵч(г0)=Ѵца,'
D y= V4,
D» (т0) = Dv0.
(33.25)
Начальные условия Ѵа0 и Dun в момент предполагаемого вы­
стрела определяются по информации от визирной подсистемы.
Другая гипотеза о движении цели состоит в том, что предполагает­
ся неизменным ускорение цели после выстрела. Тогда дифференциаль­
ные уравнения движения цели записываются следующим образом:
Оу —
0,
О у ( т 0) — Оуо,
Ѵ у—Оц,
У у(То)~ Уу°г
D4 =Vy,
£)ч(т0) = DHo = Do.
(33.26)
Возможны и другие варианты гипотез о движения цели, но все
они связаны главным образом с заданием закона изменения ускоре­
ния движения цели. Поэтому в дальнейшем для общности уравнения
движения цели будем записывать в виде
490
Ѵц —ач,
7 , , ( т 0) —7 , 0 ,
D i t - V и,
D i/( t 0) = D 0.
(33.27)
При необходимости будем уточнять выражение для ускорения ац.
Теперь получим уравнения для определения параметров прице­
ливания в скалярной форме. В зависимости от типа цели (воздушная
или наземная) несколько изменяется и вид уравнений, что обуслов­
лено различными допущениями, применяемыми в том или ином слу­
чае. Наиболее общие уравнения для параметров прицеливания полу­
чаются в случае воздушной цели. С них и начнем рассмотрение.
С целью упрощения изложения не будем рассматривать явление
бортового эффекта. При необходимости его можно учесть известны­
ми методами.
§ 33.9. Математическая модель для параметров
прицеливания при применении
авиационных средств поражения по воздушной цели
Задача прицеливания может быть решена в горизонтальной сис­
теме координат 0XYZ, плоскость X0Z которой горизонтальна, плос­
кость АО 7 — вертикальна и в ней лежит вектор скорости АСП ѵс .
Начало координат находится в точке предполагаемого выстрела
(пуска АСП) и связана с воздухом. Таким образом, полет АСП про­
исходит в вертикальной плоскости АО7.
Основное допущение, которое принимается в задаче прицелива­
ния по воздушным целям, состоит в том, что и атакующий ЛА, и
цель находятся в одном слое воздуха. Это дает возможность не учи­
тывать влияние ветра на полет ЛА, АСП и цели.
Прицельная схема при применении АСП по воздушной цели по­
казана на рис. 33.7.
Для получения скалярных уравнений для параметров прицели­
вания спроецируем систему уравнений (33.7) на оси системы коор­
динат 0XYZ с учетом записанных ранее уравнений движения АСП и
цели. В результате получим следующую систему скалярных диффе­
ренциальных уравнений:
491
А х
-
Уцх
А у
~ Ѵцу ~ ѵсу •
A z
-
~
Ѵ СХ
A x (? 0 ) = D Ox-
’
■ ^ у(г о ) = » О у .
A z ( * o ) = D O z-
Уцг ■
Y ifx(r o ) ~
YyxO>
§
V цх -
^ ц у (T0 ) =
lyO •
а цх '
ѵ ч г ( тб ) ~
ѴцхО.
O tfx ■
а
II
V 42
-
D ip
— Ѵ ф ,
D 4x ( T o ) = D O x D y y ( T 0 ) = Y>Qy,
D ЧУ = ^ ч у '
D yz
-
D y z (T o ) = D
ѵ чг •
vc = -C X[M)---- ------- S
- { g + Sv ) s in T
л = -0г + «,О—
X
=
= ѵс cos Я,
ѵс (r O) =
•
qz <
ѵсО'
Мто)~ *ОХ(т0 ) = 0,
Y { r 0) = H 0 .
У = Ѵсу = ѵс so t Я,
492
(33.28)
В качестве граничного условия используется выражение (33.8).
Модуль векторного параметра прицеливания определяется по формуле
\а \ = ^ ; + А І +АІ .
(33.29)
Подставляя в выражение (33.29) условие (33.8) и выполняя диф­
ференцирование, получим граничное условие в виде
ДА. +д
а
+д
а
=о•
(зз.зо)
Таким образом, система уравнений (33.28) и граничное условие
(33.30) обеспечивают определение скалярных параметров прицели­
вания А*, Ау, Д2в случае применения средств поражения по воздуш­
ным целям. Необходимо только дополнительно оговорить вид функ­
ций ат, Яц,, Яц. и возмущений
и q>..
§ 33.10. Математическая модель для параметров
прицеливания при применении авиационных средств
поражения по наземной цели
Прицеливание по наземной цели имеет некоторые особенности
в сравнении с прицеливанием по воздушной цели.
Допустим, что наземная цель неподвижна относительно Земли
(Wa = 0). Тогда воздушная среда вместе с находящимся в ней Л А пе­
ремещается относительно цели со скоростью ветра U. Используя
принцип обратимости движения, можно полагать, что воздушная
среда неподвижна, а цель движется относительно нее со скоростью
-U , т. е.
Vu =-U .
(33.31)
В общем случае, когда цель подвижна относительно Земли
(W-Ф 0), ее движение относительно воздуха можно характеризовать
выражением
К = к-й.
(33.32)
Таким образом, скорость наземной цели приводится к системе
координат, связанной с воздухом, и для определения параметров
прицеливания можно воспользоваться системой уравнений (33.28).
493
Необходимо только знать скорость цели относительно Земли и ско­
рость ветра либо иметь на борту ЛА визирное устройство, обеспечи­
вающее измерение фазовых координат цели относительно ЛА.
Часто полагают, что скорость ветра в течение времени полета АСП
неизменна как по величине, так и по направлению (U = const).
Это
справедливо лишь при стрельбе по наземным целям из пушек, неуправ­
ляемыми ракетами и в некоторых случаях при бомбометании. Однако
при бомбометании с больших высот или бомбами с тормозными уст­
ройствами, когда время полета достигает десятков секунд, такое допу­
щение не всегда оправданно. В этом случае следует учитывать измен­
чивость ветра не только по времени, но и по высоте.
Прицельная схема для применения средств поражения по на­
земной цели показана на рис. 33.8.
Получим систему скалярных уравнений, позволяющих опреде­
лить параметры прицеливания.
Рассмотрим вначале скалярные уравнения для параметров при­
целивания. Они имеют вид
Анализ системы (33.33) показывает, что при свободном маневре
ЛА (траектория маневра не задается) второе уравнение может быть
использовано в качестве граничного условия.
494
A x = ^ -v e ,
А ,(* о )= * о .
АГ - 0 - Vg,,
Ад(7о) = ~-^ о>
А» = и „ - 9 ,
А .(г0)= £>0і.
(33.33)
Действительно, при достижении средством поражения поверх­
ности Земли, Ад,(Г, t) обращается в ноль. Следовательно, всегда вы­
полняется условие
А Д Г, 0 = 0 .
(33.34)
Таким образом, при решении задачи прицеливания по наземным
целям могут быть использованы два скалярных параметра прицели­
вания: А Д Г, t) и А ДГ, t). Параметр АДГ, /) = О используется в каче­
стве граничного условия. Однако можно обойтись и без него, если в
качестве граничного условия использовать равенство нулю высоты
полета АСП в момент встречи с поверхностью Земли:
Y(T,t)= 0.
(33.35)
С учетом сказанного запишем систему уравнений для определе­
ния параметров прицеливания в скалярном виде:
Ах = Ѵ ѵ ~ ѵ а
Ax=^,
V .e ~ в
Ax(r0)=
,
Aj (7o) ~
да,
D 0x,
-^02
>
г Л о ) = Ѵ щ0,
= а ч:>
(T0) = -^Or»
D 4I
vf = ~ C x ( M
2m
;
X
у
r
_
\ COS
s ~ ( g + #v)
A
(Г0) = ^
OS’
(33.36)
V ' ( ? o ) = : V cD
A(t0)= A0,
A(r0)=0,
= Vcx = Vc C° S
= Vq, = V, sin A,
Y f a ) = H 0.
Таким образом, система уравнений (33.36) с учетом граничного
условия (33.35) обеспечивает определение скалярных параметров
495
прицеливания Дх и А., при решении задачи прицеливания по назем­
ным целям. Здесь также необходимо заранее оговорить вид функций
аш, ащ и задать возмущения и tx-
Глава 34. Структура авиационных
прицельно-навигационных систем
§ 34.1. Основные понятия системотехники
Теория и практика разработки, эксплуатации технических и ор­
ганизационных систем на основе системного подхода объединены
понятием системотехника. Под системным подходом понимается
взаимосвязанное последовательное комплексное рассмотрение всех
факторов, путей и методов решения задачи в конкретных условиях.
Рассмотрим основные понятия системотехники.
Система — это совокупность связанных и взаимодействующих
друг с другом объектов, составляющих некоторое целостное образо­
вание, имеющее новые свойства, отсутствующие у объектов, и соот­
ветствующее назначение. Под объектом понимается существующий
вне нас и независимо от нашего сознания внешний мир (предмет,
процесс, явление), являющийся предметом познания и практического
воздействия субъекта1. Любую систему также можно рассматривать
как некий объект. С точки зрения восприятия человеком объект
можно определить одним из следующих способов:
• осязаемый и (или) видимый объект;
• нечто, воспринимаемое мышлением;
• нечто, на что направлена мысль или действие.
Любой объект обладает состоянием, поведением и индивиду­
альностью. Структура и поведение схожих объектов определяют об­
щий для них класс (термины “экземпляр класса” и “объект” взаимо­
заменяемы). Состояние объекта характеризуется перечнем всех
возможных свойств (обычно статических) данного объекта и теку­
щими значениями каждого из этих свойств (обычно динамических).
Поведение показывает то, как объект воздействует или подвергается
воздействию других объектов с точки зрения изменения состояния
1Субъект — активный элемент, познающий и воздействующий на объект.
496
N
NSl
этих объектов и передачи сообщения. Объекты могут быть активны­
ми и пассивными. Активный объект может реализовать свое поведе­
ние без влияния со стороны других объектов. Пассивный объект мо­
жет изменять свое состояние под воздействием других объектов.
Индивидуальность — это такие значения свойств объекта, которые
отличают его от всех других объектов данного класса.
В определении понятия “система” указано, что это совокупность
взаимодействующих объектов, т. е. предусматривается наличие связи
(отношений) между объектами. Взаимодействие объектов опреде­
ленным образом синхронизируется, следовательно, можно выделить
следующие объекты: объект-транслятор (пассивный объект, имею­
щий только один канал управления), блокированный объект (пассив­
ный объект, имеющий несколько каналов управления), параллельный
объект (активный объект, имеющий несколько каналов управления).
Существуют два типа отношений между объектами: отношение
использования; отношения включения. Каждый объект, включенный в
отношения использования, может выполнять следующие три функ­
ции: воздействие; исполнение; посредничество. При воздействии объ­
ект оказывает влияние на другие объекты, но сам никогда не подвержен
влиянию других объектов (активный объект). При исполнении объект
подвергается управлению со стороны других объектов, но никогда не
выступает в роли воздействующего объекта. При посредничестве объ­
ект выступает как в роли воздействующего объекта, так и в роли испол­
нителя (объект-посредник создается для выполнения операций в инте­
ресах активного объекта или другого посредника).
При использовании отношения включения между объектами
предполагается, что конкретный объект состоит из других объектов.
Между отношениями включения и использования существует взаим­
ная связь. Включение одних объектов в другие предпочтительнее в
том плане, что при этом уменьшается число объектов, с которыми
приходится оперировать на данном уровне описания системы. С дру­
гой стороны, использование одних объектов другими имеет преиму­
щество: не возникает сильной зависимости между объектами, как в
случае включения.
Метод научного исследования любой системы подразделяется
на анализ и синтез. Под анализом понимается метод исследования
путем логического (мысленного) разложения целого (системы, про­
блемы, процесса) на составные части и изучения отдельных сторон и
497
свойств целого и его составных частей. Синтез — это метод иссле­
дования системы путем воссоединения целого из частей, обобщение
и сведение в единое целое данных, полученных в процессе анализа.
Таким образом, задача анализа состоит в определении свойств сис­
тем по ее структуре и значениям параметров, а задача синтеза— в
определении структуры и значений параметров системы по заданным
свойствам.
Решение задач анализа и синтеза предусматривает проведение
декомпозиции, абстрагирование и формирование структуры систе­
мы. Декомпозиция — это разбиение объекта исследования на струк­
турные единицы. При исследовании системы необходимо составить
ее из небольших подсистем, каждую из которых можно исследовать
независимо от других. При разработке любого уровня системы необ­
ходимо учитывать информацию лишь о немногих ее частях. Пра­
вильная декомпозиция определяет сложность системы и обеспечива­
ет разделение пространства состояний системы.
Существуют функциональный и объектно-ориентированный
способы декомпозиции.
Отличительной особенностью функциональной декомпозиции
является то, что на каждом уровне детализации для каждой задачи
формируется подзадачи. Таким образом, на самом низком уровне
декомпозиции находятся блоки (модули), которые обеспечивают ре­
шение одной простейшей (элементарной) задачи.
При проведении объектно-ориентированной декомпозиции оп­
ределяется принадлежность объектов системы к различным абстрак­
циям данной предметной области. Таким образом, получается мно­
жество объектов, взаимодействие которых друг с другом
обеспечивает поведение системы в целом.
Возникает вопрос. Как правильно провести декомпозицию систе­
мы — по задачам или по объектам? Необходимо проводить как функ­
циональную, так и объектно-ориентированную декомпозиции. Разде­
ление по задачам обращает внимание на порядок происходящих
событий, а разделение по объектам — на события, либо вызывающие
действия, либо являющиеся объектами приложения этих действий.
Исследование системы двумя способами одновременно невозможно,
так как эти способы различны по сути. Сначала декомпозицию следует
проводить по задачам либо по объектам, а затем, используя получен­
ную структуру, попытаться рассмотреть проблему с другой стороны.
498
Использование абстракций является одним из главных условий
проведения исследования системы. Абстракция — мысленное от­
влечение от ряда свойств объектов и отношений между ними. Иными
словами, абстракция — это выявление существенных свойств объек­
та, которые отличают его от всех других видов объектов и четко оп­
ределяют особенности данного объекта с точки зрения исследования.
Выделяют абстракцию сущности объекта (объект представля­
ет собой модель существенных сторон предметной области); абст­
ракцию поведения (объект состоит из обобщенного множества опе­
раций, каждая из которых выполняет определенную функцию);
произвольную абстракцию (объект включает в себя набор независи­
мых по отношению друг к другу операций). Часто (кроме простых
ситуаций) число абстракций в системе намного превышает возмож­
ности их одновременного контроля. Для частичного устранения это­
го недостатка используются ограничение доступа и модульность.
Ограничение доступа — это процесс защиты отдельных элемен­
тов объекта, не затрагивающий существенных свойств и набора опе­
рации объекта как целого, т. е. осуществляется защита структуры
объекта и набора действий, которым подвергается сам и которыми
может оказывать влияние на другие объекты. Модульность — это
объединение логически связанных абстракций с минимизацией свя­
зей между этими объединениями.
Значительное упрощение в понимании систем достигается за
счет образования структуры из абстракций. Под структурой пони­
мается взаиморасположение и связь составных частей целого. Ос­
новными видами структур применительно к системам является
структура классов объектов (структура по номенклатуре) и структура
объектов (структура по составу). Определение объектов и, соответ­
ственно, классов — одна из самых сложных задач исследования сис­
тем. В решении этой задачи помогает классификация.
Целью классификации является нахождение общих свойств объек­
тов. Исторически сложились три основных подхода:
• классическое распределение по категориям;
• концептуальное объединение;
• теория прототипов.
В классическом распределении по категориям все объекты,
обладающие данным свойством или совокупностью свойств, форми­
руют некоторую категорию (класс). Причем наличие этих свойств
499
является необходимым и достаточным условием, определяющим эту
категорию (класс). При концептуальном объединении сначала фор­
мируются концептуальное описание классов, и затем объекты клас­
сифицируются согласно описанию, тем самым образуя классы. Такое
распределение объектов по классам имеет явно выраженные вероят­
ностные основы. В теории прототипов класс определяется одним
объектом-прототипом и объект можно включить в класс при усло­
вии, что он определенным образом похож на прототип.
Исследование любой системы в целом содержит следующие
существенные элементы: аспект исследования, назначение системы,
альтернативы построения системы, показатели, критерии, модели,
алгоритмы, программы и рекомендации.
Исследование отдельных свойств (группы взаимосвязанных
свойств) определяет аспект исследования. Систему можно рассмат­
ривать как техническую систему, т. е. как совокупность взаимодей­
ствующих технических объектов, соответствующий аспект — техни­
ческий. Можно ее рассматривать как экономическую систему — это
экономический аспект и т. д.
Под назначением системы понимается, для решения каких за­
дач данная система предназначена.
Под альтернативами понимают возможные пути и средства
решения задач, возлагаемых на систему.
Для оценки альтернативы используются показатели (показатели
качества, эффективности, надежности т. д.), т. е. с помощью показа­
телей оценивают наиболее важные свойства с точки зрения исследо­
вания системы. Так, например, под показателем эффективности
понимается такая характеристика системы, которая оценивает сте­
пень выполнения задач, возложенных на систему. Выбор (ранжиро­
вание) альтернативы осуществляется на основе критерия.
Критерий — правила, на основе которых по значениям показа­
телей принимаются рекомендации по выбору альтернативы.
Модель — описание какого-либо объекта и изучение его как
аналога.
Алгоритм — система действий (операций) над исходными и
промежуточными данными, применяемых по строго определенным
правилам, которая после последовательного их выполнения приво­
дит к решению поставленной задачи.
Программа — реализация алгоритма на языке программирования.
500
По результатам исследований формируются рекомендации, ко­
торые лежат в основе действий лица, принимающего решение.
Процесс исследования системы; можно условно разделить на
следующие основные этапы (рис. 34.1):
• постановка задачи;
• выбор критериев и формирование показателей;
• разработка модели;
• исследование модели;
• выработки рекомендаций.
Рис. 34.1
Постановка задачи включает формулировку задачи исследова­
ния и выбор возможных альтернативных (или одного) способов (ме­
тодов) решений. Выбор критериев и формирование показателей за­
ключается в определении таких показателей системы и правил
принятия рекомендаций, которые позволяли бы судить об успешно­
сти решения задачи. Разработка модели включает: построение мо­
дели; нахождение метода решения задачи, т. е. отработку алгоритма
решения; подготовку исходных данных, необходимых для построе­
ния модели и проведения вычислений.
501
Исследование модели состоит из получения результатов модели­
рования на основе исходных данных. Выработка рекомендаций под­
разумевает обработку результатов моделирования и принятия реко­
мендаций по выбору варианта решения поставленной задачи. Часто
эти этапы трудно разделить, так как исследование может происхо­
дить итеративным путем, т. е. может потребоваться уточнение зада­
чи, изменение модели, корректировка критериев, перечня показате­
лей. Выбор целей исследований, показателей и критериев является
центральной задачей анализа и синтеза. Цель определяет назначение,
требуемый результат функционирования, показатель эффективно­
сти оценивает количественно степень достижения цели, а критерий
эффективности является правилом, с помощью которого по показа­
телю эффективности выбирается вариант. Выбор целей исследова­
ний, а также множества показателей и критериев зависит от того, на
каком этапе жизненного цикла системы (объекта) проводятся иссле­
дования. Рассмотрим основные этапы жизненного цикла образца
авиационной техники.
§ 34.2. Этапы жизненного цикла
образца авиационной техники
Порядок создания и эксплуатации образцов составных частей
летательных аппаратов определяется следующими этапами жизнен­
ного цикла:
• исследования и обоснования разработки;
• опытно-конструкторских работ;
• постановки на серийное производство;
• войсковых испытаний;
• эксплуатации и совершенствования.
Целью проведения этапа исследования и обоснования разра­
ботки составных частей ЛА является создание научно-технического
задела, обеспечивающего готовность образца к государственным ис­
пытаниям в полной комплектации, а также обоснование тактико­
технического задания (ТТЗ) на аванпроект конкретного образца. Ис­
ходя из цели этап исследования и разработки обоснования составных
частей Л А включает следующие работы:
• создание научно-технического задела;
502
• разработку и обоснование ТТЗ на аванпроект;
• выполнение аванпроекта;
• разработку и обоснование ТТЗ на опытно-конструкторские
работы.
Целью о п ы т н о -к о н с т р у к т о р с к и х р а б о т является разработка,
изготовление, испытание опытного образца и выдача рекомендаций
о пригодности образца, его составных частей для принятия на воо­
ружение и постановки на серийное производство. Соответственно, на
этапе опытно-конструкторских работ осуществляется:
• разработка эскизного проекта;
• разработка технического проекта;
• разработка рабочей конструкторской документации;
• изготовление опытного образца;
• автономная отработка;
• предварительные испытания;
• комплексная отработка;
• государственные (межведомственные) наземные испытания;
• летно-конструкторские испытания в составе образца;
• государственные испытания в составе образца;
• корректировка рабочей конструкторской документации и до­
работки опытного образца по результатам государственных (межве­
домственных) испытаний.
Целью этапа п о с т а н о в к и н а с е р и й н о е п р о и з в о д с т в о является:
• освоение производства;
• проверка соответствия боевых, технических и эксплуатаци­
онных характеристик образца технической документации и качества
изготовления образца;
• оценка конструктивных изменений, доработок и эффективно­
сти мероприятий по устранению недостатков, выявленных при госу­
дарственных испытаниях;
• контроль надежности образца и комплектующих составных
частей;
• подготовка серийного производства.
Этап постановки на серийное производство включает работы,
связанные:
• с освоением производства;
• контрольными испытаниями;
503
• подготовкой серийного производства.
Войсковые испытания образцов проводятся в целях:
• оценки летно-тактических, эксплуатационно-технических ха­
рактеристик;
• выявления особенностей эксплуатации образцов;
• определения боевых и эксплуатационных нормативов и ха­
рактеристик по результатам применения и эксплуатации в условиях
строевой части или соединения авиации;
• определения надежности образца в течение установленного
ресурса;
• разработки рекомендаций по методам боевого применения
образцов ЛА (одиночные, группа Л А) и др.
Содержание и мероприятия, проводимые на войсковых испыта­
ниях, определяются соответствующими методиками.
На этапе эксплуатации и совершенствования в результате
анализа недостатков, отмеченных в решениях летно-технических
конференций строевых частей, сводках вновь выявленных и повто­
ряющихся неисправностей и др., разрабатывают и согласовывают
мероприятия по устранению обнаруженных в эксплуатации недос­
татков. Устранение недостатков в строевых частях проводится по
бюллетеням, которые составляются в соответствии с действующей
научно-технической документацией.
Из анализа этапов жизненного цикла образцов авиационной техни­
ки можно сделать вывод, что одним из основополагающих этапов раз­
работки (синтеза) являются работы по созданию научно-технического
задела, который формируется в результате проведения военно­
технических исследования (ВТИ). Военно-технические исследования в
ВВС направлены на обоснование рациональных путей развития воен­
ной авиации и имеют цель— определение целесообразного типажа,
основных характеристик перспективной авиационной техники, воору­
жения и формирование облика авиационных комплексов. Основным
результатом ВТИ является разработка обоснованных предложений по
указанным вопросам для использования их при формировании основ­
ных программ вооружения и подготовке тактико-технических требова­
ний к перспективной авиационной технике.
Сформировавшаяся структура ВТИ по обоснованию концепции
облика и требований к перспективной авиационной технике пред­
ставляется тремя взаимосвязанными уровнями исследований, прово­
504
димых в рамках комплекса научно-исследовательских и эксперимен­
тальных работ.
На первом уровне (так называемые поисковые НИР) определяет­
ся состав группировок сил вероятного противника на различных те­
атрах военных действий, выполняются обоснование оперативно­
стратегических задач авиации и ее родов, объемы и уровни эффек­
тивности решения различных задач, условия их выполнения, реша­
ются вопросы рационального соотношения авиационных и других
сил. Исследования этого уровня проводят по трем основным направ­
лениям. Во-первых, в общем виде определяют задачи родов авиации,
согласованные с задачами других видов Вооруженных сил РФ. Ре­
зультаты отработки отдельных этапов этого направления являются
основой для проведения дальнейших исследований. Во-вторых, на
основе детального рассмотрения типовых операций на межвидовом
уровне уточняют и конкретизируют задачи родов авиации, осущест­
вляют сравнительный военно-экономический анализ различных ва­
риантов решения этих задач. В-третьих, для каждого рода авиации
устанавливают расчетные объемы задач в типовых операциях на раз­
личных театрах военных действий, которые являются наиболее дета­
лизированными отображениями условий боевых действий авиации.
Расчетные объемы задач определяют для типовых авиационных объ­
единений и представляют для последующего анализа в виде форма­
лизованных таблиц с указанием количества эшелонированных по
глубине объектов, подлежащих уничтожению авиацией для дости­
жения целей операции в различных метеорологических условиях.
На втором уровне исследований (прикладные НИР), исходя из
задач, возлагаемых на род авиации, формируют типаж основных ле­
тательных аппаратов, после чего для каждого типа ЛА формируются
альтернативные варианты. При этом рассматриваются значения до­
сягаемости целей за линией боевого соприкосновения, варианты по
скорости полета, по высотам применения, по характеристикам бор­
тового оборудования и АСП, по средствам преодоления ПВО, по со­
ставу и количеству членов экипажа, по степени универсализации и
приспособленности к решению задач других родов авиации и др. Да­
лее проводится моделирование функционирования вариантов для
сравнительной оценки боевой эффективности. Процесс моделирова­
ния начинается с этапов боевого вылета одиночного ЛА, затем в со­
ставе однородных групп в рамках расчетных задач. После этого про­
водится сравнительная оценка альтернативных вариантов ЛА и их
505
подсистем с целью выбора из них рациональных, в соответствии с
заданными тактико-техническими характеристиками, для включения
в состав разнородных авиационных группировок. Затем производит­
ся моделирование функционирования разнородных группировок в
операции для сравнительной оценки различных вариантов систем
вооружения и окончательного выбора рационального варианта ЛА и
его подсистем.
На третьем уровне проводятся исследования (обеспечивающие
НИР) по созданию научно-экспериментальной и испытательных баз,
новых технологий и материалов для разработки, испытаний и производ­
ства новых образцов авиационной техники и их составных частей.
Конкретная реализация данной схемы ВТИ существенно зави­
сит от используемого методического аппарата, количества и степени
отработанности отдельных моделей, методик и программ, техниче­
ского и финансового обеспечения исследований и их организации и
принципов согласования работ на различных уровнях ВТИ.
Результаты, полученные в процессе проведения прикладных
НИР (второй уровень ВТИ), используются для разработки и обосно­
вания основных программ вооружения и при подготовке тактико­
технических требований к перспективной авиационной техники. Та­
ким образом, результаты, полученные при формировании облика ЛА
и его подсистем, являются основополагающими, и ошибки, допу­
щенные на этом этапе, оказывают влияние на направление после­
дующих исследований и разработок. Исправление и устранение этих
ошибок достаточно трудно с точки зрения как финансовых, так и
временных потерь.
Рассмотрим особенности решения задачи синтеза структуры
АПрНС, которая является составной частью КАВ, а задачи, решае­
мые КАВ, в целом определяют облик бортовых систем разрабаты­
ваемого ЛА. Основными направлениями синтеза структуры АПрНС
являются использование достижений в разработке информационных
средств, т. е. развитие элементной базы, новых технологий, материа­
лов и т. д. (результаты выполнения обеспечивающих НИР), а также
разработка и внедрение нового математического обеспечения, свя­
занного с получением, обработкой, передачей и представлением не­
обходимой информации. Наличие большого количества методов и
способов решения задач, возложенных на АПрНС, технических
средств информации приводит к формированию достаточно большо­
го количества возможных вариантов построения структуры техниче­
ской системы. В этих условиях особенно актуальными стали форми­
рование и выбор облика бортового оборудования, т. е. разработка и
обоснование как функциональной, так и аппаратурной структуры
АПрНС.
§ 34.3. Функциональная структура авиационной
прицельно-навигационной системы
Авиационная прицельно-навигационная система представляет
собой совокупность функционально связанных подсистем и уст­
ройств, размещенных на борту ЛА и предназначенных для автомати­
зированного решения задачи прицеливания при применении АСП
различными методами. Прицеливание при применении АСП состоит
в обеспечении условий для их попадания в цель или другую наме­
ченную точку (область) путем управления ЛА и оружием. Условия,
при которых осуществляется попадание АСП в цель или другую на­
меченную точку (область), называют требуемыми условиями или
требуемым положением ЛА и оружия. Мера отклонения фактическо­
го положения ЛА или оружия от требуемого называется параметром
прицеливания. Следовательно, задача прицеливания включает в себя
определение параметров прицеливания и реализацию на их основе
такого управления ЛА и оружием, при котором обеспечивается по­
падание АСП в цель или другую намеченную точку (область) с уче­
том безопасности полета ЛА.
Таким образом, в общем случае должны быть решены следую­
щие задачи:
• определение фактических и требуемых начальных условий
применения АСП;
• формирование параметров управления ЛА и положением
оружия для достижения требуемых условий;
• управление положением ЛА и оружия;
• индикация прицельной информации;
• обеспечение безопасного применения АСП и др.
В свою очередь, задача определения фактических и требуемых
начальных условии применения АСП требует решения задачи ком­
плексной обработки исходной информации, задачи экстраполяции
движения цели, расчет оптимальной траектории движения ЛА для
507
выхода в точку (область) требуемых начальных условий применения
АСП и др.
Кроме задач, решаемых в процессе непосредственного прицели­
вания и применения АСП, АПрНС обеспечивает выполнение задач,
предшествующих процессу прицеливания: обнаружение, распозна­
вание целей, ориентиров, объектов, опасных для пилотирования ЛА,
а также целераспределения и др. Таким образом, перечень решаемых
АПрНС задач достаточно велик и его содержание зависит от типа
ЛА, на котором размещается АПрНС. В общем случае в этот пере­
чень входят задачи:
• навигации;
• наведения ЛА на цель;
• обнаружения и сопровождения целей;
• распознавания целей и оценки тактической обстановки;
• целераспределения;
• прицеливания при применении неуправляемых АСП;
• прицеливания при применении управляемых АСП;
• наведения управляемых АСП на цель;
• обеспечения безопасности полета ЛА при применении АСП.
Классификация задач прицеливания при использовании не­
управляемых АСП приведена на рис. 34.2, управляемых АСП — на
рис. 34.3.
Основной задачей навигации ЛА является вывод ЛА в назна­
ченную точку (область) в заданный момент времени и с заданным
направлением путевой (земной) скорости ЛА. Задача наведения ЛА
на цель состоит в выводе ЛА в некоторую область относительно
цели, из которой может быть осуществлен захват цели бортовыми
средствами и реализован успешный выход ЛА в исходное положе­
ние для последующей атаки цели. Задача обнаружения целей со­
стоит в определении факта наличия целей, их количества и индика­
ции для восприятия летчиком. После обнаружения целей обычно
следует их сопровождение одновременно всех или одной выбран­
ной летчиком.
В процессе сопровождения целей измеряются их фазовые коор­
динаты. Распознавание цели может осуществляться либо сразу после
обнаружения, либо только после сопровождения и заключается в оп­
ределении типа цели. Важность и трудность решения задачи распо­
знавания возрастают при ведении ЛА групповых боевых действий
508
509
Задача прицеливания
1-0
при использовании _ р
АУР малой дальности |
Задача прицеливания
1—* Задача прицеливания
при использовании АУР _
при использовании АУР
средней дальности
большой дальности
Задача прицеливания при
использовании
неуправляемей АСП
друг против друга, когда в боевом порядке ЛА можно выделить ко­
мандира группы и подчиненных ему ЛА. В этом случае командир
группы ЛА (или непосредственно летчик, если рассматривать атаку
цели одиночным ЛА) решает задачу оценки тактической обстановки,
в содержание которой входит определение тактического замысла
противника, выделение наиболее важных целей, селектирование вто­
ростепенных (обеспечивающих), оценка помеховой обстановки, а
также прогнозирование его дальнейших действий. Результат распо­
знавания цели и оценки тактической обстановки может использо­
ваться командиром ЛА (одиночным экипажем) для решения еще од­
ной задачи, связанной с процессом организации боевого применения
оружия, — задачи целераспределения. Данная задача включает в се­
бя обоснованный выбор боевых порядков ЛА, их параметров с уче­
том боевых свойств и вооружения самолетов, определение “сцена­
рия” боевого применения ЛА, который подразумевает назначение
тактической роли каждого ЛА (группам ЛА) в общем боевом поряд­
ке, задание ЛА в соответствии с отведенным тактическим назначени­
ем цели на атаку и рекомендации последовательности выполнения
заданных маневров и их параметров для успешного осуществления
тактического замысла, определение основных мер обеспечения бое­
вого применения ЛА, главными из которых являются порядок ис­
пользования визирных устройств АПрНС и применения средств РЭБ,
а также определение порядка выхода из атаки (боя).
Решение многих из перечисленных задач на борту ЛА обеспе­
чивается автоматическими средствами вычислений, в частности
БЦВМ или БЦВС, но решение основных задач, связанных с распо­
знаванием целей и ориентиров, целераспределением, принятием ре­
шения на атаку тем или иным способом, управлением ЛА и его воо­
ружением осуществляется летчиком.
Таким образом, на основе анализа содержания основных задач,
решение которых обеспечивает АПрНС, можно сделать вывод о том,
что АПрНС относится к классу информационно-управляющих сис­
тем. Под информационно-управляющей системой понимается авто­
матизированная система, которая на основе информации о состоянии
объекта и окружающей его внешней среды вырабатывает и принима­
ет решение на управление этим объектом.
Решение задач анализа и синтеза любой технической системы
предусматривает проведение декомпозиции системы с использова­
510
нием различных абстракций, в результате которой формируется
структура системы. В результате функциональной декомпозиции
формируется функциональная структура АПрНС. Под функциональ­
ной структурой АПрНС понимается абстрактная модель, устанавли­
вающая состав и порядок взаимодействия задач, решение которых
обеспечивает АПрНС. При проведении объектно-ориентированной
декомпозиции АПрНС формируется структура физических устройств
и подсистем, взаимодействие которых друг с другом обеспечивает
функционирование АПрНС в целом. Такую структуру назовем аппа­
ратурной структурой АПрНС.
Рассмотрим принципы построения функциональной структуры
АПрНС. Формирование функциональной структуры АПрНС удобно
рассматривать с позиций математического обеспечения, которое в
современных АПрНС может быть представлено в виде трех уровней
абстракций:
1) математическое описание задачи прицеливания— совокуп­
ность математических зависимостей, описывающих процесс прице­
ливания. Такое описание является общим и не конкретизируется ти­
пом АПрНС и ее особенностями;
2) алгоритмы задачи прицеливания— совокупность математи­
ческих и логических операций, выполняемых в определенной после­
довательности и приводящих к решению задачи прицеливания в кон­
кретной АПрНС;
3) программы, реализующие алгоритмы задачи прицеливания,
которые разрабатываются на основе алгоритмов с учетом конкретно­
го типа БЦВМ (БЦВС), их программного обеспечения и возможно­
стей организации вычислительного процесса.
Основой математического обеспечения задач является описание
задач прицеливания на естественном языке. Таким образом, функ­
циональная структура АПрНС, в зависимости от уровня абстракции,
может быть представлена как функциональная структура АПрНС:
• описания функционирования АПрНС на естественном языке;
• математического описания функционирования АПрНС;
• алгоритмического описания функционирования АПрНС;
• программного описания функционирования АПрНС.
В свою очередь, функциональную структуру АПрНС удобно и
наглядно представлять в виде иерархии. Иерархическая форма орга­
низации функциональной структуры АПрНС предусматривает по­
511
строение задач в виде уровней с координированием “сверху вниз”.
Элементом уровня считается объект (в качестве объекта рассматри­
вается задача), не подлежащий декомпозиции на данном уровне ие­
рархии. При формировании объектов уровней в первую очередь учи­
тываются отношения между объектами. Причем отношение объекта,
находящегося на «-уровне, с объектами, находящимися на м и j- м
уровнях, более взаимозависимо, чем отношения между объектами,
находящимися на одном уровне. Более того, между объектами, нахо­
дящимися на одном уровне, отношения вообще могут отсутствовать.
Отметим еще одну особенность. Управление в данной иерархии, как
отмечалось, осуществляется на основе принципа “сверху вниз”, но
при формировании самой иерархии возможно совместное использо­
вание принципов построения “сверху вниз” и “снизу вверх”.
Рассмотрим функциональную структуру АПрНС иерархическо­
го вида, состоящую из четырех уровней классов описания (на естест­
венном языке, математического, алгоритмического, программного):
• задач;
• режимов;
• устойчивых состояний;
• частных блоков.
На первом самом высоком уровне иерархии располагаются
классы описания задач. Экземплярами этого класса являются зада­
чи, решение которых обеспечивает АПрНС. Причем одни задачи ре­
шаются на протяжении всего полета (например, задачи навигации), а
другие— только тогда, когда в этом возникает необходимость.
Функционирование АПрНС может быть представлено как процесс
последовательного решения задач.
В свою очередь, большинство задач состоит из режимов. В со­
ответствии с этим на втором уровне размещаются классы описания
режимов. Экземплярами этого класса являются режимы определен­
ной задачи. Условием принадлежности того или иного режима к оп­
ределенной задаче является его несовместимость по времени с дру­
ги м и режимами данной задачи. Следовательно, задача представляет
собой группу режимов, несовместимых по времени.
В процессе реализации режима задачи АПрНС находится в од­
ном из устойчивых состояний. Под устойчивым состоянием систе­
мы понимается однотипный набор совершаемых действий и выда­
ваемых сигналов по отношению к управляемому объекту. Эти
действия и сигналы обеспечиваются одним и тем же набором решае­
512
мых математических и логических зависимостей. В соответствии с
этим на третьем уровне иерархии классов находятся классы описа­
ния устойчивых состояний. Экземплярами этого класса являются
соответствующие режиму устойчивые состояния системы.
При изменении ситуации происходит смена состояния АПрНС.
Таким образом , режим представляет собой набор устойчивых состоя­
ний, связанных последовательностью сигналов, определяющих переход
из одного состояния в другое при смене ситуации. Экземпляры классов
описания устойчивых состояний являются функциональными и логиче­
скими единицами при анализе и описании АПрНС.
В свою очередь описание устойчивых состояний представляется
в виде совокупности частных блоков, автономных по управлению.
Каждому состоянию соответствует определенный набор блоков,
причем в описании нескольких различных состояний. Следователь­
но, на самом низком уровне иерархии находятся классы описаний
частных блоков.
На рис. 34.4 представлен пример фрагмента функциональной
структуры АПрНС, полученной в результате ее описания на естест­
венном языке.
Рис. 34.4
513
Теперь проведем объектно-ориентированную декомпозицию с
целью выявления множества объектов, взаимодействие которых друг
с другом обеспечивает поведение системы в целом, а также опреде­
ление событий, являющихся объектами приложения этих действий.
§ 34.4. Аппаратурная структура
авиационной прицельно-навигационной системы
В процессе прицеливания на экипаж производится непрерывное
информационное воздействие (рис. 34.5). Характер и содержание
информации определяется задачей прицеливания. В общем случае,
исходя из определения задачи прицеливания, эту информацию со­
ставляет:
• информация о параметрах управления ЛА и положением
оружия;
• информация о текущем положении ЛА, оружия, цели;
• информация о требуемых начальных условиях применения
АСП;
• информация об оптимальной траектории движения ЛА для
выхода в требуемую точку (область) применения АСП и др.
Летательный
аппарат
Измерение
фазовых
координат
ДА
* Лізиациои*■
НОС
оружие
Измерение
фазовых
координат
оружия
>
Цель
т
Т*
1
Алгоритмы
обработки
информа­
ции
и решения
боевых
задач
Измерение
фазовых
координат
цели
1 Экипаж ,
і_
___
]Восприятие,
i информа- 1 Управление
ЦИИ
1
положе­
Отобранием ЛА,
! Обработка і
жснис
оружием
i информа- 1
(индика­ Т*і
^7 и примене­
:,
Ции
i:
ция)
—ч
*-*
ние
информа1 Принятие ] авиационПИИ
i решения і
ного
i.--------------- 1
оружия
i
i
i Реализация ■
i
i
, решения ,
i _______ i
Рис. 34.5
На основе обработки воспринятой визуально отображенной ин­
формации, а также информации, полученной через другие источни­
ки, экипаж, исходя из опыта профессиональной подготовки и по514
ставленной боевой задачи, принимает соответствующее решение и,
воздействуя на органы управления ЛА и (или) положением оружия,
добивается его реализации (см. рис. 34.5).
Информацию о текущем положении ЛА, оружия составляют так
называемые фазовые координаты ЛА и оружия, для определения ко­
торых предназначена информационно-навигационная подсистема
(ИНП) АПрНС.
Информацию о текущем положении цели несут фазовые коор­
динаты цели, определяемые на борту ЛА визирно-прицельной под­
системой (ВПП) АПрНС.
Иногда ИНП и ВПП объединяют в информационную подсисте­
му. Это удобно с точки зрения общности рассмотрения этих подсис­
тем. Информационно-навигационная и визирно-прицельная подсис­
темы относятся к многоканальным подсистемам, т. е. основными
составными объектами этих подсистем являются информационные
каналы. Под информационным каналом понимается совокупность
измерительных преобразователей, различного рода преобразующих
устройств, средств передачи, обработки, отображения и сравнения
информации. Структурная схема информационного канала (ИК)
представлена на рис. 34.6.
Д атчик
инф орм ации
У стройство
ввода
Первым звеном, воспринимающим измеряемый сигнал, является
первичный измерительный преобразователь (ПИП). Измерительные
преобразователи предназначены для восприятия самых различных
величин (давления, температуры, скорости, ускорения, времени
и т. д.). Они основаны на различных физических принципах измере­
ния. В настоящее время характерной особенностью является приме­
нение ПИП с аналоговым выходным сигналом.
515
После ПИП сигнал поступает на усилитель (У), который выпол­
няет приведение величины выходного сигнала ПИП к рабочему диа­
пазону аналого-цифрового преобразователя (АЦП), помимо функций
усиления (масштабирования), на усилитель (аналоговая часть схе­
мы), охваченный отрицательной обратной связью, возлагается пред­
варительная обработка сигнала, которая упрощает и облегчает даль­
нейшие операции над этими сигналами в БЦВМ. Одной из таких
важнейших операций является фильтрация. Активные фильтры
(фильтры на операционных усилителях— ФПОС) реализуют тре­
буемую частотную характеристику, которая выбирается исходя из
априорных сведений о взаимном расположении частотных спектров
полезных сигналов и помех. Для выполнения фильтрации могут ис­
пользоваться и пассивные фильтры.
Следующим звеном канала является коммутатор (К), обеспечи­
вающий подключение сигнала к выходу АЦП. При проектировании
ИК основными задачами являются выбор коммутатора, обеспечи­
вающего необходимую частоту подключения, и выбор АЦП, имею­
щего требуемые разрядность и быстродействие.
В том случае, если ПИП находится не на борту ЛА, в состав ИК
необходимо включить канал связи. В канал связи входят: кодирую­
щее устройство (КУ), модулятор (М), демодулятор (ДМ) и декоди­
рующее устройство (ДКУ).
В случае, когда передача информации не требуется, сигнал с
выхода АЦП подается на согласующее устройство (СУ), которое
обеспечивает связь и ввод измерительной информации в БЦВМ.
В зависимости от конкретной реализации (характера выходных
сигналов, типа АЦП и др.) некоторые из этих элементов могут отсут­
ствовать либо их функции (например, фильтрация) будут реализова­
ны алгоритмически в БЦВМ.
Варианты построения многоканальных информационных под­
систем могут быть различны. На рис. 34.7 и 34.8 приведены два ва­
рианта построения многоканальной информационной системы. На
рис. 34.7 показана структурная схема информационного канала с
контроллером, на рис. 34.8 — структурная схема информационного
канала с микропроцессором.
В данные варианты включен мультиплексор, позволяющий одному
быстродействующему АЦП обслуживать несколько датчиков информа­
ции. Мультиплексор состоит из аналоговых переключателей, каждый из
516
которых подключает свой вход к общему выходу. Выбор входного ка­
нала производится в соответствии с сигналом управления мультиплек­
сором, в котором содержится адрес канала. Схема выборки — хране­
ния — это аналоговое запоминающее устройство.
датчик
информации
устройство ввода
Рис. 34.7
датчик
информации
устройство ввода
Рис. 34.8
В схеме, представленной на рис. 34.7, всем процессом прохож­
дения и преобразования входного сигнала управляет контроллер, ко­
торый принимает команды от БЦВМ и в соответствии с ними выра­
батывает управляющие сигналы выбора канала и ввода (вывода)
данных. Контроллеры устройств ввода и вывода информации, управ­
ляемые от центральной БЦВМ (микроЭВМ, центрального процессо­
ра), в общем случае могут обеспечить один из следующих способов
обмена: синхронный, асинхронный, обмен по прерыванию.
517
Данная схема является весьма распространенной. Представлен­
ная совокупность устройств ввода и ПИП управляется от централь­
ного процессора БЦВМ, поэтому в программное обеспечение БЦВМ
должны входить не только программы, предусматривающие решение
основных задач информационно-управляющей системы (АПрНС), но
и программы обработки измерений, поступающих от ПИП (датчиков
информации), программы управления элементами устройств ввода
(мультиплексор, контроллер, АЦП, схема выборки — хранения).
В данной схеме можно выделить следующие недостатки:
• подобная централизованная струістура может оказаться невы­
годной в системах с большим числом разнотипных ПИП;
• мультиплексирование аналоговых сигналов реализуется
сложнее, а также труднее исключить влияние помех и искажение
аналоговых сигналов;
• аналоговые шины очень чувствительны к шумам, особенно
если передаются слабые сигналы (поэтому при использовании анало­
говых ПИП следует обеспечивать преобразование сигналов в цифро­
вую форму как можно ближе к месту сигнала).
В отличие от схемы на рис. 34.7 в схеме на рис. 34.8 вместо кон­
троллера используется микропроцессор. Внедрение микропроцессо­
ров позволяет организовать распределенную обработку информации,
при которой микропроцессоры связаны с ПИП и выполняют опера­
тивную обработку информации. В данной схеме измерительный уси­
литель является общим для всех каналов, так как имеет программно­
регулируемый коэффициент усиления, чтобы его выходной сигнал
всегда находился в диапазоне используемого АЦП. На микропроцес­
сор возлагаются функции управления элементами устройства ввода,
т. е. мультиплексором, усилителем, АЦП и другими элементами, а
также первичная обработка результатов измерений — сглаживание,
отбраковка выбросов, коррекция нелинейностей, контроль измери­
тельных преобразователей и т. д.
Преимущества построения устройств ввода с собственным мик­
ропроцессором заключаются в следующем:
• возрастает производительность системы распределенной об­
работки информации;
• сокращается и упрощается программное обеспечение цен­
трального процессора;
518
• для всех стандартных ПИП может быть разработан модуль
ввода единой структуры, отличающийся лит ь параметрами, рассчи­
танными заранее.
При проектировании распределенных систем реализуется агре­
гатный способ построения. Сущность этого способа заключается в
том, что вся система — это агрегат (объект), состоящий из независи­
мых функциональных блоков (модулей), объединенных в единую
систему интерфейсом. В зависимости от типа схемы соединений мо­
дулей между собой и с центральным модулем выделяют три струк­
туры интерфейсов: каскадную, радиальную и магистральную.
Обмен данными в каскадной схеме (рис. 34.9) происходит непо­
средственно между блоками (модулями).
1— *
Модуль 1
Модуль 2
={
Модуль N
Рис. 34.9
Управляющие функции распределяются между блоками, или
для этого отводится специальное устройство контроллер. Такая
структурная схема отличается простотой, но используется редко и в
несложных системах с небольшим числом функциональных модулей.
В системе с радиальной структурой (рис. 34.10) заранее выде­
лен контроллер, с которым каждый функциональный модуль связан
индивидуальной группой шин.
Рис. 34.10
Наиболее перспективной в настоящее время считается магист­
ральная структура (рис. 34.11), в которой вместо групп индивиду­
альных шин используется коллективная шина — магистраль, к кото­
519
рой подключены все источники, приемники сигналов и контроллеры
(управляющие устройства).
В большинстве случаев, для того чтобы экипаж принял соответ­
ствующее решение, в основе организации процесса прицеливания
лежит обмен информации между экипажем и АПрНС, т. е. фиксиро­
вание необходимой информации осуществляется системами отобра­
жения информации (СОИ).
Классификация СОИ проводится по нескольким признакам: ви­
ду, форме, характеру, структуре, месту индикации, компоновке уст­
ройств отображения информации:
• по в и д у отображаемой информации — индикаторы (средства
отображения информации о количественном или качественном зна­
чении информационных параметров) и сигнализаторы (средства
отображения информации о соответствии или несоответствии ин­
формационного параметра требуемому значения в виде визуальных,
звуковых и тактильных сигналов);
• ф о р м е отображаемой информации— ассоциативные и аб­
страктные. В ассоциативных СОИ информация имеет форму, по­
зволяющую установить смысловую {текстовые СОИ) или визуаль­
ную {изобразительные СОИ) аналогию состояния объекта.
Информация в абстрактных СОИ выводится в форме:
- цифровых показаний приборов (цифровые СОИ);
- условных знаков (семиотические СОИ);
- графических или аналитических зависимостей (графоаналити­
ческие СОИ);
- структурных схем функционирования системы или ее подсис­
тем (функциональные СОИ);
• х а р а к т е р у отображаемой информации:
- с постоянным представлением информации',
520
- с переменным представлением информации',
- с представлением текущей информации',
- с представлением прогнозирующей информации',
• ст р у к т у р е отображаемой информации:
- суммирующие (каждое устройство СОИ отображает один па­
раметр);
- интегральные (на одном индикаторе отображается несколько
параметров);
- синтезирующие (информация по группе параметров выдается в
обобщенном виде);
- командные (выдача экипажу директивной информации);
• м е с т у и н д и к а ц и и отображаемой информации:
- традиционные приборные доски',
- индикаторы, построенные на основе коллиматорных визирных
устройств и позволяющие отображать информацию в бесконечности;
• в и д у к о м п о н о в к и (в зависимости от типа используемых ин­
дикаторов):
- на базе однопараметрических индикаторов (один индикатор —
один параметр);
- на базе многопараметрических индикаторов (один индика­
тор — несколько параметров);
- на базе многофункциональных и многорежимных индикаторов
(основой таких индикаторов являются электронно-лучевые трубки
или жидкокристаллические дисплеи).
Приведенная классификация показывает широкий диапазон ап­
паратурных решений задачи отображения прицельно-навигационной
информации. Выбор конкретной реализации СОИ определяется объ­
емом боевых задач, для решения которых предназначен разрабаты­
ваемый ЛА. В большинстве случаев в состав почти каждого инфор­
мационного канала АПрНС входит средство отображения информа­
ции, следовательно, целесообразно в состав визирно-прицельной и
информационно-навигационной подсистем включить средства (сис­
темы) отображения информации.
На основе вычисленных параметров прицеливания реализуется
управление ЛА и положением оружия в интересах условия обеспече­
ния выполнения прицеливания. При этом условие выполнения при­
целивания может быть обеспечено следующими путями:
• управлением летательным аппаратом;
• управлением оружием;
• одновременным управлением Л А и оружием.
521
Следовательно, имеется несколько контуров управления, обес­
печивающих достижение условия выполнения прицеливания. Рас­
смотрим этот вопрос более подробно. Управление летательным ап­
паратом обеспечивает система управления ЛА (СУЛА), а управление
оружием — система управления оружием (СУО).
Система управления ЛА в качестве основных элементов вклю­
чает в свой состав летчика и систему автоматического управления
полетом (САУ). За счет управления ЛА изменяется пространствен­
ное положение ЛА относительно цели в интересах обеспечения ус­
ловия выполнения прицеливания. При этом возможны различные
режимы работы СУЛА:
• ручной;
• директорный (полуавтоматический);
• автоматический.
В ручном режиме летчик получает информацию об отклонении
ЛА от заданного направления полета и сам выбирает на основании сво­
его опыта и мастерства величину и направление отклонения органов
управления, стремясь обеспечить выполнение условия прицеливания.
В режиме полуавтоматического (директорного) управления
летчик получает информацию о величине и направлении отклонения
органов, и он, воздействуя на органы управления ЛА, добивается
обеспечения условия выполнения прицеливания.
В режиме автоматического управления сигналы, пропорциональ­
ные параметрам прицеливания, вводятся в каналы САУ, тем самым
осуществляется автоматическое выполнение условий прицеливания.
Система управления оружием должна позволять, с одной сто­
роны, управление пространственным положением оружия, а с дру­
г о й — управление отделением АСП от летательного аппарата. По­
этому в СУО можно условно выделить две подсистемы: подсистему
управления положением оружия и подсистему управления отделени­
ем АСП.
Важно заметить, что в подсистему управления положением ору­
жия поступает параметр прицеливания, на основе которого формирует­
ся управление, обеспечивающее изменение пространственного положе­
ния оружия в интересах условия выполнения прицеливания. Это
управление поступает в установку авиационного вооружения (УАВ) на
привод оружия, который и осуществляет непосредственное изменение
положения оружия относительно цели.
522
Подсистема управления отделением АСП формирует управление,
предусматривающее отделение АСП от ЛА. Это управление поступает
также в УАВ на соответствующие устройства отделения АСП от ЛА.
При этом управление на отделение АСП выдается в УАВ лишь тогда,
когда обеспечено условие выполнения прицеливания. Таким образом,
при прицеливании функционируют три контура управления ЛА и ору­
жием:
• контур управления пространственным положением ЛА;
• контур управления пространственным положением оружия;
• контур управления отделением АСП от ЛА.
Систему управления Л А и систему управления оружием ус­
ловно можно выделить в исполнительно-управляющую подсистему
(ИУП) АПрНС.
Основными средствами, обеспечивающими обработку инфор­
мации, вычисление параметров прицеливания и управления, являют­
ся автоматические средства вычислений, а также ораны управления
информационных каналов визирно-прицельной и информационно­
навигационной подсистем АПрНС, которые объединены в вычисли­
тельно-коммутационную подсистему (ВКП) АПрНС.
Таким образом, с точки зрения объектно-ориентированной деком­
позиции в АПрНС выделяют визирно-прицельную, информационно­
навигационную, исполнительно-управляющую, вычислительно-комму­
тационную подсистемы. В зависимости от информационных связей ме­
жду ними АПрНС может иметь централизованную, федеративную или
распределенную структуру.
Централизованная структура построения АПрНС (рис. 34.12)
предполагает наличие одной мощной БЦВМ, связанной с бортовыми
устройствами.
Централизованная структура АПрНС обладает следующими не­
достатками.
Во-первых, проведение модернизации АПрНС, имеющих такую
структуру, вызывает большие трудности, связанные как с изменени­
ем математического обеспечения БЦВМ (расширение перечня ре­
шаемых задач или введение новых методов решений старых задач),
так и с введением дополнительной бортовой аппаратуры (расшире­
ние диапазонов условий решения боевых задач).
Во-вторых, с выходом из строя центральной БЦВМ АПрНС прак­
тически также перестает функционировать, т. е. отсутствует резерви­
рование, что сказывается на надежности функционирования АПрНС.
523
вкп
ИНП
ИК1
ИК2
ЛА
БЦВС
БЦВМ
<н>
органы
управления и
устройства
■ (J коммутации I
__г г _
ИКр
УВВ
\4 -
Жа а а :АО
сои
ИК2
Цель
подсистема
управления
отделением АСП
подсистема
управления
положением АО
СУА
ИК1
н*экипаж
ИКп
СУЛА
ВПП
СУО
ИУП
Рис. 34.12
Федеративная структура АПрНС (рис. 34.13) предполагает,
что для связи БЦВМ между собой и для связи между информацион­
ными каналами используются различные магистрали.
ВКП
БЦВС_
ЛА
►)
ИНП
ИК1
ч
ИК2
<
ИКр
Л т-► АБЦВМ
органы
управления и
устройства
коммутации
БЦВМ
ѵ-Цл
___ 2* БЦВМ
«
АО
СОИ
СУА
ИК1
Цель
ИК2
ИКп
ВПП
подсистема
управления
отделением АСП
подсистема
управления
положением АО
СУЛА
СУО
ИУП
Рис. 34.13
524
В системах, построенных с использованием федеративной струк­
туры, уже допускается резервирование, т. е. некоторые задачи одной
БЦВМ могут решаться другой БЦВМ, если первая выходит из строя.
Внедрение новых образцов бортовых устройств и изменение математи­
ческого обеспечения некоторых задач уже не ведут к кардинальным
изменениям всей структуры АПрНС.
Наибольший интерес представляет распределенная структура
АПрНС (рис. 34.14). В АПрНС данного класса каждая БЦВМ имеет
свой собственный набор бортовых устройств, т. е. каждая система
или подсистема имеет собственный вычислитель.
____________ В Ш _____________
органы управления и устройства
_________ коммутации
ИНП
ИК1
ЛА
ИК2
ИКр
А*
БЦВС
С
>
JUJL
БЦВМ
БЦВМ
Л
БЦВМ
=£
СОИ
СУА
ИК1
Цель
ИК2
подсистема
управления
отделением А С П
подсистема
управления
положением АО
ИКп
ВПП
СУЛА
СУО
ИУП
Рис. 34.14
Связь этих отдельных фрагментов (систем, подсистем, инфор­
мационных каналов) между собой обеспечивается только через соб­
ственную БЦВМ. Независимость БЦВМ придает АПрНС, имеющей
распределенную структуру, важное свойство — отдельные системы
и подсистемы АПрНС, связанные с определенной БЦВМ, можно
проектировать и отлаживать одновременно независимо друг от дру­
га, после того как к ним предъявлены требования со стороны АПрНС
в целом. Разработка для специализированных БЦВМ математическо­
го обеспечения упрощается, так как оно предназначено для решения
однотипных задач. В АПрНС распределенной структуры можно ис525
пользовать различные методы повышения надежности, в том числе и
резервирование самой БЦВМ различной кратности.
Таким образом, рассмотрение принципов формирования функ­
циональной и аппаратурной структуры АПрНС показало возросшую
сложность решения задачи формирования облика сложных техниче­
ских систем, что в свою очередь привело к необходимости автомати­
зации процесса проектирования. Создаваемые в настоящее время об­
разцы новой техники настолько сложны и требуют таких затрат
труда и времени, что система, разрабатываемая без применения
средств вычислительной техники, на момент окончания работ мо­
рально устаревает. Единственный выход сокращения сроков проек­
тирования без утраты качества разрабатываемой системы состоит в
использовании
систем
автоматизированного
проектирования
(САПР). САПР позволяют осуществить автоматизацию всех этапов
проектирования системы при условии эффективного сочетания на
каждом из этапов творческого потенциала, опыта разработчиков
авиационной техники и возможности вычислительной техники.
В свою очередь, одним из главных условий успешной разработки
любой технической системы являются корректно заданные и научно
обоснованные требования к проектируемой системе. Специалист,
занимающийся заданием требований к разрабатываемой технике (он,
как правило, представитель организации, которая будет эксплуати­
ровать эту технику), должен знать и применять современный матема­
тический аппарат для формализации и решения инженерных задач,
возникающих в ходе задания требований к системе и ее проектиро­
вания, и внедрять в свою практическую деятельность методы иссле­
дований облика сложных технических систем, к которым и относит­
ся АПрНС.
Раздел XI. СИСТЕМЫ СНАРЯЖЕНИЯ
ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ ВОЕННО­
ТРАНСПОРТНОЙ АВИАЦИИ
Глава 35. Состав и оборудование снаряжения
§ 35.1. Назначение военно-транспортной авиации,
состав снаряжения
Летательные аппараты военно-транспортной авиации (ЛА ВТА)
обеспечивают транспортировку войск и различных военных и граж­
данских грузов, а также парашютное десантирование войск с боевой
и инженерной техникой, перевозку больных и раненых, выполнение
спасательных работ.
В зависимости от типа ЛА имеют специальные грузовые каби­
ны, оборудованные необходимым для данного типа снаряжением
(табл. 35.1).
Таблица 35.1
Тип Л А
Х арактеристика
А н -1 2
Р а зм е р гр у зо в о й
к а б и н ы , м:
длина
ш ирина
вы сота
М аксим альная д е­
са н т н а я н агр у зк а, т
М акси м альная м асса
за г р у ж а е м о го л е б е д ­
к о й гр у за , т
А н -2 2
А н -1 2 4
13,5
3,5
2,6
20
33
4 ,4
4 ,4
60
36,5
6,4
4 ,4
150
4 3 ,3
6,4
4 ,4
250
31,48
3,18
3 ,6 6
250
15
20
20
20
20
527
А н -2 2 5
И л -7 6 Т
Системы снаряжения ЛА ВТА содержат:
1) погрузочное оборудование;
2) швартовочное оборудование;
3) оборудование для парашютного десантирования;
4) санитарное оборудование;
5) оборудование для транспортировки грузов на внешних (за
пределами ЛА) узлах крепления;
6) оборонительный комплекс вооружения.
§ 35.2. Погрузочное оборудование
35.2.1. Назначение
Погрузочное оборудование предназначено для погрузки и вы­
грузки колесной, гусеничной самоходной техники; колесной несамо­
ходной техники и платформ с грузом; контейнеров с грузом.
Колесная и гусеничная самоходная техника загружается в ЛА
своим ходом с помощью грузовых трапов, подтрапников и опускае­
мой на необходимую высоту рампой (рис. 35.1).
Рампу 1 устанавливают встык с передним трапом 2, к нему кре­
пят средний 3 и затем приставляют задний 4 трапы. Трапы представ­
ляют собой легкие ферменные конструкции, геометрические разме­
ры, грузоподъемность и количество которых зависят от типов ЛА и
загружаемой техники. Для предотвращения повреждения пола грузо­
вой кабины на него перед загрузкой укладывают веревочные насти­
лы, изготовленные из льняного канатика.
528
35.2.2. Система электрифицированных лебедок
Несамоходная колесная техника загружается (выгружается) сис­
темой электрифицированных лебедок. Система, как правило, содер­
жит одну или две лебедки 2 (рис. 35.2) с приводом постоянного тока,
коробку управления 1, пульт управления 3, электрожгуты. Лебедки
крепятся к полу грузовой кабины и применяются с помощью допол­
нительного погрузочного оборудования: тросов 5 различных длин и
диаметров, тяговых и оттяжных блоков 6, опорных роликов, крюков
с поворотными стаканами. Дополнительные системы позволяют рас­
пределить нагрузку равномерно на несколько тросов, строго выдер­
живать направление движения груза 4 в кабине. Скорость загрузки и
выгрузки лежит в пределах 6-9 м/мин.
Рис. 35.2
На лебедках имеется также ручной привод, который позволяет
перемещать груз со скоростью 0,4 м/мин. Эксплуатационная нагруз­
ка на трос допускается до 1500 кг. Масса комплекта лебедок с орга­
нами их управления для самолета Ан-12 составляет 180 кг.
35.2.3. Напольные транспортеры
Это рольганговое оборудование (rollgang — нем., roll — каток,
gang — ход). Оно состоит из опорных элементов для контейнеров с
грузами, грузовых платформ и служит для их перемещения относи­
тельно пола кабины при погрузке и выгрузке. Напольные транспор­
529
теры состоят из нескольких магистралей, которые устанавливаются в
пол кабины на необходимой ширине колеи, привода, швартовочных
лямок, механизма уборки швартовочных лямок (используются при
парашютном десантировании), оттяжных роликов, роликовых бло­
ков, стропов сопровождения для управления водилом, прибора груп­
пового сброса, пульта оператора и ручного привода. Ниже приведе­
ны технические характеристики напольного грузового транспортера
ТГ-12М:
Полная длина транспортера, м м .......................................13345
Число линий, ш т.................................................................... 4
Ширина колеи магистрали, мм:
• внутренней......................................................................... 157
• внешней...............................................................................1322-2492
Скорость движения грузовой цепи при сбросе
груза в штатной упаковке, м/с:
• б ы стро.................................................................................0,84—1,2
• м едленно............................................................................ 0,119-0,27
Потребляемая мощность привода М П -13-13, к В т .......13,5-20
Масса грузов, кг:
• штатских............................................................................. 1021
• боевы х.................................................................................1064
Масса транспортируемых грузов, кг:
• штатских............................................................................ 9000
• боевых.................................................................................13200
35.2.4. Кран-балки и тельферы
Кран-балки и тельферы служат для подъема грузов с земли или
транспортных средств и перемещения их внутри грузовой кабины.
Кран-балка 5 (рис. 35.3) располагается под потолком грузовой
кабины и перемещается на роликах 6 по двум рельсам 1, закреплен­
ным по бокам фюзеляжа ручной или электрической лебедкой.
Перемещение груза, подвешенного на крюк 8, который сам
крепится к блоку-динамометру 7, вдоль кран-балки производится
ручной лебедкой 2. Блок-динамометр с помощью цепи крепится на
ролике полиспастной каретки 4, которая укреплена на тросе. Трос от
лебедки 2 проложен по роликам 3.
530
4
Грузоподъемность кран-балок лежит в пределах 1000-2500 кг.
Тельферное оборудование также относится к верхнему погру­
зочному оборудованию и состоит из четырех электротельферов 3
(рис. 35.4), способных вместе поднять и перемещать до Ю т груза
(Ил-76Т). Тельферная балка 2 крепится на крюки подвижных блоковдинамометров и служит для подъема и перемещения крупных грузов.
Управление электротельферами осуществляется с пультов 1.
35,2.5. Швартовочное оборудование
Швартовочное оборудование предназначено для надежного
крепления грузов к полу и стенам грузовой кабины в условиях до­
пустимых вибрационных и динамических нагрузок. Схемы допусти531
мых значений расчетных инерционных перегрузок для всех расчет­
ных случаев, привязанных к координатам грузовой кабины, должны
располагаться в них на видимом месте.
В состав швартовочного оборудования входят:
• швартовочные узлы, располагаемые на полу и вертикальных
стойках, на бимсовых балках. Узлы рассчитываются на нагрузку 7500 кг
вдоль продольной оси ЛА и 7000 кг — в других направлениях;
• швартовочные тросы диаметрами 4 и 8 мм различной длины с
заделанным крюком с одной стороны и с замком — с другой;
• швартовочные сетки из капроновых веревок размерами 2,5x5 м
и 1,3x2,2 м для малогабаритных грузов;
• колодки-распределители для ограничения движения колесной
техники и равномерной нагрузки на пол;
• приспособления для разрессоривания грузов: струбцины,
домкраты, специальные приспособления.
35.2.6. Оборудование для парашютного десантирования
В состав оборудования входят: парашютные платформы, упо­
мянутые выше грузовые напольные транспортеры, тросы принуди­
тельного раскрытия парашютов, механизмы подвески вытяжных па­
рашютов, механизм уборки вытяжных фал парашютов.
Характеристики некоторых парашютных платформ приведены в
табл. 35.2.
Таблица 35.2
Характеристика
Геометрические размеры, мм
Масса, кг
Масса швартованных средств, кг
Масса четырехкупольной пара­
шютной системы МКСМ-28, кг
Суммарная площадь куполов, м“:
четырех
двух
Высота сброса, м
Скорость сброса, км/ч
Масса полной нагрузки, кг
ПП-127-3500
3835x2480x745
721
75-180
ПП-128-5000
3690x2520x257
1000
174-323
650
650
3040
1520
800-8000
300—400
3200
3040
1520
800-8000
300-400
7400
532
Для принудительного раскрытия парашютов устанавливаются
дополнительные тросы по бокам фюзеляжа для грузов и по центру
для десантников.
Вытяжные парашюты для извлечения техники из грузовой ка­
бины монтируются на специальной раме.
Механизм уборки вытяжных фал парашютов служит для их
уборки после выброса штатных грузов, платформ с боевым грузом
или покидания кабины десантом. Для перевозки десантников в поса­
дочном варианте в грузовой кабине устанавливаются сидения, при
воздушном десантировании— тоже, но в меньшем количестве (на
самолете Ан-12Т это 90 и 58 соответственно). Кабины оборудованы
световой и звуковой сигнализацией для выдачи команд десанту.
35.2.7. Санитарное оборудование
Санитарное оборудование состоит из носилок, которые крепят­
ся на специально установленных вертикальных стойках для лежачих
раненых, оборудованных мест для легкораненых и медработников.
35.2.8. Оборудование для транспортировки грузов
на внешних узлах крепления
Это специальные узлы крепления для перевозки крупногабарит­
ных грузов, которые невозможно доставить железнодорожным или
автомобильным транспортом.
Это системы транспортировки грузов на внешней подвеске вер­
толетов, которые могут быть использованы для проведения спаса­
тельных работ.
35.2.9. Оборонительный комплекс вооружения
Оборонительный комплекс вооружения самолетов ВТА состоит
из кормовой артиллерийской установки, постановщиков помех, бро­
нирования кабины экипажа.
Так, на самолете Ан-12Т установлена кормовая башня ДБ-65У с
двумя пушками АМ-23 и боекомплектом 700 патронов. Кабина эки­
533
пажа защищена броней, кресла пилотов имеют бронеспинки и броне­
заголовники.
На многих самолетах устанавливаются наружные балочные
держатели, на которые можно подвешивать светящиеся или ориен­
тирно-сигнальные авиационные бомбы, необходимые для посадки
или для высадки десанта в темное время суток.
БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК
1. Авиационные артиллерийские установки: Учебное пособие/
С.А.Сушков, В.Г.Струцкий, А.И.Данеко идр. — М.: Изд-во МАИ, 1998.
2. Авиационные прицельно-навигационные системы: Учебник/
A . М.Краснов, Г.А.Донгаев, Е.М.Пермяков и др.; под ред. А. М. Крас­
нова. — М.: Изд-во ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского, 2006.
3. Баранов Н. А., Белоцерковский А. С., Каневский М. И., ТурчакЛ. И. Численные методы динамики летательного аппарата в ус­
ловиях аэродинамической интерференции. — М.: Наука, 2001.
4. Беляев И. И. Основы проектирования ракет класса “воздух —
воздух” четвертого поколения в составе авиационного боевого ком­
плекса. — М.: Изд-во МАИ, 2000.
5. Брайсон А., Хо Ю-Ши. Прикладная теория оптимального
управления. — М.: Мир, 1972.
6. Брусов В. С., Баранов С. К. Оптимальное проектирование ле­
тательных аппаратов: Многоцелевой подход. — М.: Машинострое­
ние, 1989.
7. Бухалев А. В. Установки ракетного и бомбардировочного авиа­
ционного оружия. — М.: Изд-во ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 1966.
8. Гладков Д. И. Авиационное вооружение. — М.: Военное из­
дательство, 1987.
9. Голубев И. С., Самарин А. В., Новосельцев В. И. Конструкция и
проектирование летательных аппаратов. — М.: Машиностроение, 1995.
10. Динамическое проектирование систем управления автома­
тических маневренных летательных аппаратов / Е. А. Федосов,
B. Т. Бобронников и др.; под ред. Е. А. Федосова. — М.: Машино­
строение, 1997.
11. Дмитриевский А. Л. Внешняя баллистика. — М.: Машино­
строение, 1972.
12. Дорофеев А. Н , Морозов А. П., Саркисян Р. С. Авиационные
боеприпасы. — М.: Изд-во ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского, 1978.
535
13. Егер С. Н , Мишин В. Ф., Лисейиев Н. К. и др. Проектирова­
ние самолетов. — М.: Логос, 2005.
14. Калабухова Е. П. Основы теории эффективности воздушной
стрельбы. — М.: Машиностроение, 1991.
15. Каневский М. И., Смирнов В. Ю. Исследование процесса от­
деления подвешенных объектов в условиях нестационарного аэроди­
намического нагружения // Установки и системы управления авиаци­
онным вооружением. — М.: Изд-во ВВИА им. проф. Н. Е. Жуков­
ского, 1994.
16. Карпов Ю. Л. Теория взрывчатых веществ. Поражающее
действие боеприпасов. — М.: Изд-во МАИ, 1986.
17. Карпов Ю. Л. Авиационные боеприпасы. — М.: Изд-во
МАИ, 1987.
18. Колотков Н. К , Ватолин В. В. Основы конструкции и про­
ектирования установок БРВ. — М.: Машиностроение, 1979.
19. Кувеко А. Е., Мирополъский Ф. П. Внутренняя баллистика
ствольных систем и ракетные двигатели твердого топлива. — М.:
Изд-во ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского, 1987.
20. Кузьминский Р. Д. Управляемое ракетное оружие авиации:
Конспект лекций. — Ч. 1. — М.: Машиностроение, 1982.
21. Ладов С. В. Применение кумулятивно-фугасных боевых за­
рядных отделений в малогабаритных противолодочных торпедах//
Известия РАРАН. — 2016. — № 2 (92).
22. Малышев В. В., Дишель В. Д„ Федоров А. В. Автоматизация
решения задач оптимального управления ЛА. — М.: Изд-во МАИ, 1985.
23. Механика авиационных робототехнических систем: Учебник /
В. А. Нестеров, М. Ю. Куприков, Б. В. Обносов и др.; под ред. В. А. Не­
стерова. — 3-е изд., перераб. и доп. — М.: ИТК “Дашков и К0”, 2014.
24. Мхитарян А. М , Лазнюк П. С., Максимов В. С. Динамика
полета. — М.: Машиностроение, 1978.
25. Нестеров В. А., Правидло М. Н, Обносов Б. В., Трусов В. Н.
Конструкция и проектирование установок ракетного вооружения лета­
тельных аппаратов: Учебник / Под ред. В. А. Нестерова. — 3-е изд., пе­
рераб. и доп. — М.: ИТК “Дашков и К0”, 2014.
26. Нестеров В. А. Теория синтеза механизмов авиационных
робототехнических систем (The Theory of Aircraft Robotics Systems
Mechanisms Synthesis): Монография. — M.: Изд-во МАИ, 1998.
27. Нестеров В. А., Пейсах Э. Е., Рейдель А. Л. и др. Основы
проектирования ракет класса “воздух — воздух” и авиационных ка536
тапультных установок для них / Под ред. В. А. Нестерова. — М.:
Изд-во МАИ, 1999 (1-е изд.). — М.: Дрофа, 2002 (2-е изд., стерео­
типное).
28. Нестеров В. А., Балыко Ю. П., Обносов Б. В. и др. Методи­
ческие основы создания систем и комплексов ракетного вооруже­
ния / Под ред. Ю. П. Балыко. — М.: ИТК “Дашков и К0”, 2012.
29. Нестеров В. А., Куприков М. Ю., Маркин Л. В. Научные ос­
новы создания установок ракетного вооружения летательных аппа­
ратов / Под ред. В. А. Нестерова. — М.: ИТК “Дашков и К0”, 2012.
30. Обносов Б. В., Нестеров В. А., Правидло М. Н. Теоретиче­
ские основы формирования рационального облика авиационных
управляемых ракет и их систем отделения при создании перспектив­
ных авиационных боевых комплексов / Под ред. Б. В. Обносова. —
М.: ИТК “Дашков и К0”, 2013.
31. Основы синтеза систем летательных аппаратов / Под. ред.
A. А. Л еб ед ев а-М .: Машиностроение, 1987.
32. Орлов Б. В., Мазинг Г. Ю. Термодинамические основы про­
ектирования ракетных двигателей на твердом топливе. — М.: Маши­
ностроение, 1979.
33. Остославский И. В., Стражева И. В. Динамика полета. —
М.: Машиностроение, 1969.
34. Постников А. Г., Чуйко В. С. Внешняя баллистика авиаци­
онных ракет и снарядов. — М.: Машиностроение, 1985.
35. Ракетно-бомбардировочные установки и системы управле­
ния авиационным вооружением / М. Ю. Рафиков, А. А. Логинов,
B. Е. Ершов, Л. Ю. Волков; под ред. М. Ю. Рафикова: Учебник. —
М.: Изд-во ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского, 2002.
36. Рейдель А. Л., Соколовский Г. А. Летно-технические харак­
теристики ракет класса “воздух — воздух” и их связь с эффективно­
стью авиационного боевого комплекса. — М.: Изд-во МАИ, 1993.
37. Светлицкий В. А. Динамика старта летательных аппара­
тов. — М.: Наука, 1986.
38. Серебряков М. Е. Внутренняя баллистика ствольных систем
и пороховых ракет. — М.: Оборонгид, 1962.
39. Фахрутдинов И. X , Котельников А. В. Конструкция и про­
ектирование ракетных двигателей твердого топлива. — М.: Машино­
строение, 1987.
40. Чернобровкин Л. С., Лебедев А. А. Динамика полета беспи­
лотных летательных аппаратов. — М.: Машиностроение, 1973.
537
41. Чернобровкин Л. С. Общие вопросы проектирования и вы­
бор схемы ЛА. — М.: Изд-во МАИ, 1987.
42. Чернобровкин Л. С., Петраш В. Я. Прикладные программы
учебной системы автоматизированного проектирования летательных
аппаратов. - М .: Изд-во МАИ, 1980.
43. Черпаков Б. А. Оценка влияния подвесок на летно­
технические характеристики самолета. — М.: Изд-во МАИ, 1991.
44. Чечик Д. Л. Вооружение летательных аппаратов. — М.:
Изд-во МАИ, 2002.
45. Чумаков В. А. Схемы авиационных ракет. Их особенности и
области применения. — М.: Изд-во МАИ, 1992.
46. Чумаков В. А., Кучинский В. В., Данеко А. И. Авиационное
артиллерийское вооружение. — М.: Машиностроение, 1999.
СОДЕРЖАНИЕ
П р ед и сл о ви е.................................................................................................... 3
Раздел I. А виационны й ф ункциональны й ком плекс,
авиационны й боевой ком плекс.................................................................. 7
Г лава 1. Общие сведения об авиационном функциональном
комплексе. Критерии формирования комплекса..............................7
§1.1. Определение авиационного функционального
комплекса, его состав, области применения...............................7
§ 1.2. Критерии формирования ком плекса................................. 8
Глава 2. Авиационные боевые комплексы..........................................9
§ 2.1. Назначение авиационных боевых комплексов............... 9
§ 2.2. Комплекс авиационного вооружения................................9
§ 2.3. Основные системы комплекса авиационного
вооружения. Системные требования к н е м у ............................11
2.3.1. Авиационные средства поражения..............................11
2.3.2. Установки авиационного вооружения.........................17
2.3.3. Системы управления вооружением.............................17
2.3.4. Прицельные системы..................................................... 18
2.3.5. Наземные средства обеспечения.................................. 18
2.3.6. Системные требования к комплексу авиацион­
ного вооружения........................................................................ 19
Раздел II. В зры вч аты е вещ ества и пороха, используемы е
в авиационны х средствах пораж ения. С труктура боевых
частей, пораж аю щ ее действие авиационны х средств
п о р а ж е н и я ....................................................................................................... 21
Глава 3. Общие сведения о взрывчатых вещ ествах......................21
§ 3.1. Взрывчатые вещества и пороха. Виды взрывных
процессов.......................................................................................... 21
§ 3.2. Основные характеристики взрывчатых веществ.........22
§ 3.3. Классификация взрывчатых вещ еств..............................24
539
Глава 4. Структура боевых частей авиационных средств
пораж ения................................................................................................. 29
§ 4.1. Устройство боевой части....................................................29
§ 4.2. Типы боевых частей.............................................................30
Глава 5. Поражающие действия авиационных средств
пораж ения................................................................................................. 32
§ 5.1. Ударное действие авиационных средств
поражения......................................................................................... 32
5.1.1. Закономерности движения авиационных
средств поражения....................................................................32
5.1.2. Действие авиационных средств поражения
в сплошной среде......................................................................32
5.1.3. Проникание авиационных средств поражения
в многослойную преграду....................................................... 37
5.1.4. Бронебойное действие авиационных средств
поражения.................................................................................. 38
§ 5.2. Фугасное действие авиационных средств
поражения......................................................................................... 39
§ 5.3. Кумулятивное действие авиационных средств
пораж ения......................................................................................... 43
§ 5.4. Осколочное действие авиационных средств
поражения......................................................................................... 45
Раздел III. Н еуправляемые авиационны е средства поражения .... 51
Глава 6. Авиационные бом бы ..............................................................51
§ 6.1. Определение, классификация авиационных б о м б .... 51
§ 6.2. Основные характеристики авиационных б о м б ............ 52
§ 6.3. Устройство авиационных бомб......................................... 53
§ 6.4. Траектория движения авиационной бом бы ...................54
§ 6.5. Авиационные бомбы для поражения площадных
целей................................................................................................... 60
§ 6.6. Оценка безопасности отделения авиационных
бомб от летательного аппарата....................................................61
§ 6.7. Способы боевого применения авиационных б о м б .... 63
§ 6.8. Определение безопасного отставания авиацион­
ных бомб при бомбометании с малых высот............................64
§ 6.9. Электронная б о м б а.............................................................. 67
Глава 7. Неуправляемые авиационные ракеты................................ 72
§ 7.1. Определение, основные характеристики....................... 72
540
§ 7.2. Конструкция и характер движения неуправляемых
авиационных ракет........................................................................ 73
7.2.1. Конструктивные особенности неуправляемых
авиационных ракет................................................................... 73
7.2.2. Траектория движения неуправляемых
авиационных ракет................................................................... 75
7.2.3. Особенности применения неуправляемых
авиационных ракет на летательных аппаратах.................... 78
Глава 8. Артиллерийские боеприпасы.............................................. 80
§ 8.1. Основные характеристики авиационных патронов
для отечественных образцов оруж ия............... ,...................... 80
§ 8.2. Снаряды, п у л и .......................................................................81
§ 8.3. Г ильзы .....................................................................................83
§ 8.4. Пороховые заряды................................................................83
Раздел IV. А виационны е управляем ы е средства п о р а ж е н и я ..... 85
Глава 9. Авиационные управляемые ракеты ................................... 85
§ 9.1. Классификация авиационных управляемых ракет.... 85
§ 9.2. Устройство авиационных управляемых р а к е т............. 86
§ 9.3. Аэродинамические схемы авиационных
управляемых ракет..........................................................................90
9.3.1. Плоская аэродинамическая симметрия
(зеркальная)................................................................................ 91
9.3.2. Осевая аэродинамическая симметрия........................ 92
9.3.3. Нормальная аэродинамическая схема авиацион­
ной управляемой ракеты.......................................................... 93
9.3.4. Элевонная аэродинамическая схема “бесхвостка” ..... 95
9.3.5. Обратная аэродинамическая схема “утка” ................. 96
9.3.6. Аэродинамическая схема с поворотным крылом.... 97
§ 9.4. Системы управления авиационными управля­
емыми ракетами (системы управления ракетами)..................98
9.4.1. Общие сведения.............................................................. 98
9.4.2. Системы самонаведения..............................................100
9.4.3. Командные системы телеуправления........................102
9.4.4. Инерциальные системы наведения............................102
§ 9.5. Боевое снаряжение авиационных управляемых
р а к е т ................................................................................................. ЮЗ
§ 9.6. Двигатели авиационных управляемых р а к е т ..............105
541
Глава 10. Корректируемые авиационные б о м б ы ..........................107
§ 10.1. Классификация корректируемых авиационных
бом б...................................................................................................107
§ 10.2. Устройство корректируемой авиационной
бом б ы ............................................................................................... 107
Глава 11. Авиационные торпеды .......................................................108
§ 11.1. Устройство авиационной торпеды .............................. 108
§ 11.2. Повышение эффективности действия
малогабаритных противолодочных торпед............................ 111
Глава 12. Авиационные взрывательные устройства...................114
§ 12.1. Классификация и основные характеристики
авиационных взрывательных устройств..................................114
§ 12.2. Контактные авиационные взрывательные
устройства........................................................................................115
§ 12.3. Дистанционные авиационные взрывные
устройства........................................................................................117
§ 12.4. Неконтактные авиационные взрывные
устройства........................................................................................118
Глава 13. Особенности движения ракеты после отделения
от самолета.............................................................................................. 122
§ 13.1. Понятие о системе управления абсолютным
движением ракеты. Контур стабилизации.............................. 122
§ 13.2. Понятие о системе управления движением
ракеты относительно цели. Контур наведения..................... 126
§ 13.3. Основные требования к начальному участку
траектории движения ракеты ..................................................... 127
§ 13.4. Реализация требований, предъявляемых
к участку траектории движения..................
128
§ 13.5. Математическая модель движения ракеты
относительно самолета................................................................ 132
13.5.1. Системы координат и основные определения..... 132
13.5.2. Построение полной системы уравнений
абсолютного движения ракеты и ее описание....................137
13.5.3. Система уравнений абсолютного движения
самолета....................................................................................143
13.5.4. Вычисление относительной траектории
движения ракеты..................................................................... 145
13.5.5. Блок-схема математической модели движения
ракеты относительно самолета.............................................146
Раздел V. А виационное артиллерийское о р у ж и е .........................152
Глава 14. Назначение, основные характеристики авиацион­
ного артиллерийского оруж ия...........................................................152
Глава 15. Основы устройства и принцип действия авиацион­
ного артиллерийского оруж ия...........................................................154
§ 15.1. Классификация авиационного артиллерийского
оруж ия..............................................................................................154
§ 15.2. Основы устройства авиационного артиллерий­
ского оружия...................................................................................154
15.2.1. Основные операции при стрельбе......................... 154
15.2.2. Одноствольное оружие обычной схемы
с газоотводным двигателем...................................................155
15.2.3. Одноствольное оружие обычной схемы
с газооткатным двигателем...................................................157
15.2.4. Двуствольные пушки.................................................158
15.2.5. Многоствольное оружие с вращающимися
стволами....................................................................................158
15.2.6. Одноствольное оружие револьверного
(барабанного) типа..................................................................160
§ 15.3. Процессы, происходящие в канале ствола
при выстреле...................................................................................162
§ 15.4. Совместимость авиационного артиллерийского
оружия с летательным аппаратом ............................................ 164
15.4.1. Действие дульной ударной волны...........................164
15.4.2. Действие пороховых газов.........................................165
15.4.3. Действие силы отдачи................................................166
Раздел VI. А виационны е артиллерийские у стан о в к и ..................169
Глава 16. Классификация, структура и основы устройства
авиационных артиллерийских установок.......................................169
§ 16.1. Классификация авиационных артиллерийских
установок........................................................................................ 169
§ 16.2. Структурная схема авиационных артиллерий­
ских установок................................................................................170
§ 16.3. Неподвижные авиационные артиллерийские
установки........................................................................................ 171
§ 16.4. Подвижная артиллерийская установка...................... 174
543
§ 16.5. Контейнерные артиллерийские установки................177
Глава 17. Нагрузки, действующие на артиллерийскую
установку..................................................................................................178
§ 17.1. Аэродинамические нагрузки......................................... 178
§ 17.2. Весовые и инерционные нагрузки............................... 182
§ 17.3. Нагрузки от стрельбы ..................................................... 184
Глава 18. Силовой привод подвижной артиллерийской
установки..................................................................................................186
Раздел VII. А виационны е ракетно-бом бардировочны е
у с т а н о в к и ....................................................................................................... 190
Глава 19. Структурная схема авиационных ракетно­
бомбардировочных установок, ее основные системы
и устройства............................................................................................ 190
§ 19.1. Структурная схема авиационных ракетно­
бомбардировочных установок................................................... 190
§ 19.2. Система подвески авиационных средств пора­
жения и боевых грузов..................................................................192
19.2.1. Держатели.................................................................... 192
19.2.2. Замки и замково-стопорные механизмы................ 197
§ 19.3. Система обеспечения транспортировки
авиационных средств поражения и грузов.............................200
§ 19.4. Система предстартовой подготовки............................201
§ 19.5. Совместимость авиационной ракетно-бомбарди­
ровочной установки с летательным аппаратом..................... 201
Глава 20. Размещение авиационной ракетно-бомбардиро­
вочной установки на летательном аппарате, оценка
ее влияния на летно-технические характеристики
летательного аппарата.........................................................................202
§ 20.1. Размещение элементов авиационной ракетно­
бомбардировочной установки на летательном аппарате.... 202
§ 20.2. Влияние наружных подвесок на лобовое
сопротивление летательного аппарата.................................... 203
§ 20.3. Количественная оценка влияния авиационной
ракетно-бомбардировочной установки на летно­
технические характеристики летательных аппаратов........208
20.3.1. Приближенная оценка влияния авиационной
ракетно-бомбардировочной установки на скорость
полета летательных аппаратов..............................................208
544
20.3.2. Приближенный расчет радиуса боевых
действий летательного аппарата при боевой загрузке.... 210
§ 20.4. Характеристика авиационной ракетно­
бомбардировочной установки................................................... 211
Раздел V III. У становки ракетного вооруж ения летательны х
а п п а р а т о в ...................................................................................................... 213
Глава 21. Общие сведения об установках ракетного
вооруж ения............................................................................................ 213
§21.1. Понятие пуска ракеты и основные требования
к установкам ракетного вооружения....................................... 213
§ 21.2. Понятие старта ракеты и классификация устано­
вок ракетного вооруж ения......................................................... 214
§ 21.3. Анализ рациональных способов старта ракет
с самолета........................................................................................218
§ 21.4. Принципы и схемы размещения установок
ракетного вооружения на самолетах....................................... 221
§ 21.5. Структура установок ракетного вооруж ения..........230
§ 21.6. Общие принципы построения структурно­
кинематических схем установок ракетного вооружения..... 232
§ 21.7. Принципы унификации установок ракетного
вооруж ения.....................................................................................236
Глава 22. Авиационные пусковые установки................................238
§ 22.1. Особенности узлов силовой конструкции
авиационной пусковой установки и ракеты .......................... 238
§ 22.2. Бугели ракеты ................................................................... 239
§ 22.3. Силовые корпуса авиационной пусковой
установки........................................................................................ 241
§ 22.4. Узлы крепления авиационной пусковой
установки к самолету................................................................... 243
§ 22.5. Основные системы оборудования авиационной
пусковой установки...................................................................... 245
22.5.1. Пневмосистемы авиационной пусковой
установки................................................................................. 245
22.5.2. Механизмы электроразъемов авиационной
пусковой установки................................................................ 248
22.5.3. Электрооборудование авиационной пусковой
установки................................................................................. 254
545
Глава 23. Воздействие газовой струи ракеты на установку
ракетного вооружения и самолет...................................................... 258
§ 23.1. Характеристика факела и газовой струи ракет­
ного двигателя твердого топлива.............................................. 258
§ 23.2. Помпаж и самовыключение (заглохание) двига­
теля самолета при воздействии газовой струи ракеты
на воздухозаборник сам олета....................................................270
Глава 24. Принципиальные схемы авиационных катапульт­
ных установок........................................................................................ 279
§ 24.1. Основные задачи проектирования авиационных
катапультных установок..............................................................279
§ 24.2. Принципиальные схемы авиационных катапульт­
ных установок.................................................................................281
Глава 25. Основные принципиальные схемы силовых
приводов авиационной катапультной установки......................... 295
Глава 26. Электрооборудование авиационной катапультной
установки................................................................................................. 320
§ 26.1. Общие принципы построения системы
электрооборудования авиационной катапультной
установки........................................................................................ 320
§ 26.2. Состав электрооборудования авиационной
катапультной установки..............................................................321
§ 26.3. Электросхемы авиационной катапультной
установки........................................................................................ 322
26.3.1. Описание типовых электросхем авиационной
катапультной установки........................................................ 322
26.3.2. Анализ электросхем авиационной катапульт­
ной установки.......................................................................... 330
26.3.3. Выводы из анализа электросхем по их
выполнению............................................................................. 331
§ 26.4. Система запуска двигателя ракеты при
отделении от авиационной катапультной установки.......... 332
§ 26.5. Особенности конструкции механизмов
электроразъемов............................................................................ 337
Глава 27. Исследование динамики перевода установок
ракетного вооружения в боевое полож ение................................. 344
546
§27.1. Общая характеристика, назначение и структура
механизмов перевода системы “установка РВ — ракета”
в боевое положение..................................................................... 344
27.1.1. Характеристика транспортировочного
и боевого положения системы “установка РВ —
ракета” на самолете................................................................ 344
27.1.2. Структура механизмов перевода установок
ракетного вооружения в боевое положение и требова­
ния к ним.................................................................................. 346
§ 27.2. Принципы построения и условия функциониро­
вания механизмов перевода установок ракетного
вооружения в боевое положение.............................................. 348
27.2.1. Механизмы створок бомбового отсека (отсека
вооружения).............................................................................348
27.2.2. Механизм створок контейнерного агрегата
подвески................................................................................... 352
27.2.3. Механизм выноса (вывода) установки ракетного
вооружения.............................................................................. 354
27.2.4. Механизм поворота многопозиционной
катапультной установки........................................................357
§ 27.3. Математические модели перевода установки
ракетного вооружения в боевое положение.......................... 361
27.3.1. Математическая модель динамики поворота
многопоцизионной катапультной установки..................... 361
27.3.2. Уравнения движения створок бомбового отсека
(отсека вооружения)............................................................... 366
Глава 28. Критерии технического уровня установок...................372
§ 28.1. Система типоразмеров установок ракетного
вооружения.....................................................................................372
§ 28.2. Характеристики технического уровня установок
ракетного вооруж ения.................................................................374
Раздел IX. Безопасность отделения авиационных
управляемых ракет ....................................................................................381
Глава 29. Проблема безопасности отделения авиационных
управляемых ракет............................................................................... 381
§ 29.1. Место и роль систем старта и отделения
авиационных управляемых ракет в комплексе
авиационного управляемого ракетного вооружения
самолетов-носителей................................................................... 381
547
29.1.1. Общие сведения и классификация...........................381
29.1.2. Состав комплекса авиационного управляемого
вооружения.............................................................................. 383
29.1.3. Система управления вооружением..........................383
29.1.4. Системы старта и отделения авиационных
управляемых ракет..................................................................392
§ 29.2. Понятие безопасности отделения авиационных
управляемых ракет и комплекс условий для ее оц ен ки ......396
§ 29.3. Влияние составляющих системы отделения
авиационных управляемых ракет на обеспечение
безопасности их отделения........................................................ 407
29.3.1. Влияние самолета-носителя..................................... 407
29.3.2. Влияние авиационной катапультной установки... 415
29.3.3. Влияние авиационных управляемых ракет............418
§ 29.4. Формализованное описание проблемы
безопасного отделения авиационных ракет.......................... 422
Глава 30. Системы обеспечения безопасного отделения
авиационных управляемых р а к е т.....................................................427
§ 30.1. Безопасность отделения как фактор, определяю­
щий эффективность функционирования авиационного
боевого комплекса.........................................................................427
§ 30.2. Методология комплексного подхода к проце­
дуре создания систем обеспечения безопасного
отделения авиационных управляемых ракет
от самолетов-носителей пятого поколения.............................432
30.2.1. Структурная схема математической модели
движения авиационных управляемых ракет
относительно самолета-носителя......................................... 432
30.2.2. Описание универсальной комплексной
модели сквозного движения авиационной управля­
емой ракеты относительно самолета-носителя.................435
30.2.3. Примеры моделирования сквозной задачи............443
§ 30.3. Направления совершенствования систем
отделения авиационных управляемых ракет
от самолетов-носителей...............................................................446
Раздел X. Авиационные прицельно-навигационные
системы.......................................................................................................449
Глава 31. Состав и структура авиационных прицельно­
навигационных систем.........................................................................449
548
§31.1. Структурная схема авиационной прицельно­
навигационной систем ы ............................................................. 457
§ 31.2. Прицельные системы......................................................458
§ 31.3. Самолетные датчики инф ормации............................. 460
§ 31.4. Система автоматического управления.......................462
§ 31.5. Система единой индикации...........................................462
Глава 32. Системы управления вооруж ением..............................463
§ 32.1. Задачи, решаемые системой управления
вооружением.................................................................................. 463
§ 32.2. Система питания.............................................................. 464
§ 32.3. Система управления оружием...................................... 464
§ 32.4. Система управления установками взрывательных устройств................................................................................ 467
§ 32.5. Система объективного контроля.................................467
Глава 33. Математическое описание задачи прицеливания
в стохастической постановке............................................................ 468
§ 33.1. Условия боевого прим енения...................................... 468
§ 33.2. Математическое описание динамики вектора
относительного положения авиационного средства
поражения и цели в процессе а так и .........................................470
§ 33.3. Общее математическое описание процесса
прицеливания как динамической системы с переменной
структурой......................................................................................477
§ 33.4. Структурная схема процесса прицеливания............. 480
§ 33.5. Контуры управления летательным аппаратом
и оружием при прицеливании....................................................482
§ 33.6. Математическая модель процесса прицеливания.... 486
§ 33.7. Математические модели движения авиацион­
ного средства поражения............................................................ 488
§ 33.8. Математические модели прогнозируемого
движения цели............................................................................... 490
§ 33.9. Математическая модель для параметров
прицеливания при применении авиационных средств
поражения по воздушной ц ел и ................................................. 491
§ 33.10. Математическая модель для параметров
прицеливания при применении авиационных средств
поражения по наземной ц ели.....................................................493
549
Глава 34. Структура авиационных прицельно-навигацион­
ных си стем ..............................................................................................496
§ 34.1. Основные понятия системотехники............................496
§ 34.2. Этапы жизненного цикла образца авиационной
техники.............................................................................................502
§ 34.3. Функциональная структура авиационной
прицельно-навигационной системы......................................... 507
§ 34.4. Аппаратурная структура авиационной
прицельно-навигационной системы.........................................514
Раздел XI. Системы снаряжения летательных аппаратов
военно-транспортной авиации ............................................................... 527
Глава 35. Состав и оборудование снаряж ения..............................527
§ 35.1. Назначение военно-транспортной авиации,
состав снаряжения......................................................................... 527
§ 35.2. Погрузочное оборудование........................................... 528
35.2.1. Назначение...................................................................528
35.2.2. Система электрифицированных лебедок............... 529
35.2.3. Напольные транспортеры......................................... 529
35.2.4. Кран-балки и тельферы..............................................530
35.2.5. Швартовочное оборудование................................... 531
35.2.6. Оборудование для парашютного десантиро­
вания
532
35.2.7. Санитарное оборудование........................................ 533
35.2.8. Оборудование для транспортировки грузов
на внешних узлах крепления.................................................533
35.2.9. Оборонительный комплекс вооружения................ 533
Библиографический список ................................................................... 535
Главный редактор — Т. А. Смирнова
Редактор — А. Е. Илларионова
Художник — Т. И. Такташов
Верстка — И. А. Пеннер
Учебное издание
Нестеров Виктор Антонович,
Обносов Борис Викторович,
Трусов Владимир Николаевич
Системы снаряжения летательных аппаратов
Сертификат соответствия № РОСС RU.AB51.H05316
Подписано в печать 17.11.2017. Формат 60x90 1/16.
Бумага офсетная № 1. Печ. л. 34,5. Тираж 300 экз. Заказ № 121895
Издательско-торговая корпорация «Дашков и К0»
129347, Москва, Ярославское шоссе, д. 142, к. 732
Тел.: 8 (495) 668-12-30, 8 (499) 183-93-23
E-mail: sales@dashkov.ru — отдел продаж;
office@dashkov.ru — офис; http://www.dashkov.ru
Отпечатано: Акционерное общество
«Т8 Издательские Технологии»
109316, Москва, Волгоградский проспект, дом 42, корпус 5
Тел.: 8 (499) 322-38-30
785394
029011
