1 Общие сведения.

2. Взрывчатые вещества.

3. Устройство и принцип действия.
3.1. Фугасные боевые части.
3.2. Бронебойные боевые части.
3.3. Кумулятивные боевые части.
3.4. Осколочные боевые части.
3.5. Осколочно-фугасные и другие типы БЧ.

4. Взрыватели БЧ.
4.1. Ударные взрыватели.
4.2. Дистанционные взрыватели.
4.3. Неконтактные взрыватели.

1. Общие сведения.
Наиболее многочисленную группу беспилотных летательных аппаратов со¬ставляют управляемые снаряды, предназначенные для поражения различных це-лей. Характерной особенностью управляемых снарядов является наличие у них боевой части с зарядом взрывчатого вещества и взрывателя, с помощью ко¬торого производится подрыв боевой части в наиболее выгодный момент вре¬мени.
Необходимость устанавливать боевую часть вызвана тем, что кинетическая энергия управляемого снаряда недостаточна для поражения многих целей. В дру-гих случаях (например, у противосамолетных снарядов) боевая часть необ¬ходима потому, что трудно обеспечить прямое попадание снаряда в цель.
Исходными условиями для проектирования боевых частей служат типы це¬лей и их основные характеристики, а также условия, в которых цель находится во время ведения боя – высота, скорость встречи снаряда с целью, угол встречи и др.
Одной из важнейших характеристик цели является боевая живучесть, т. е. со-противляемость цели воздействию боевых средств. Боевая живучесть цели зави-сит от прочности ее конструкции, защищенности жизненно важных эле¬ментов цели (людей, двигателей, приборов), наличия горючих и взрывчатых веществ и т. п. Различные части цели могут иметь разную боевую живучесть: например, у то-пливных баков самолета она ниже, чем у крыльев. В этих слу¬чаях вводят понятие уязвимой области цели, понимая под ней те части цели, которые достаточно ус-пешно поражаются данными боевыми средствами.
В соответствии с местоположением цели принято делить на воздушные, на¬земные и надводные, подземные и подводные.
К воздушным целям относятся самолеты, вертолеты, управляемые снаряды, искусственные спутники Земли, аэростаты и т.п. Воздушные цели характери¬зуются высокой, подвижностью и сравнительно низкой боевой живучестью.
К наземным и надводным целям относятся здания, заводы, электростанции, шахты, рудники, мосты, железнодорожные узлы, танки, стартовые позиции управляемых снарядов, фортификационные сооружения, войска, корабли и т. п. Эти цели малоподвижны или совсем неподвижны. Боевая живучесть различных наземных целей колеблется в больших пределах.
К подземным и подводным целям относятся подземные сооружения различ¬ного рода, подземные стартовые позиции, подводные лодки в погруженном по¬ложении, убежища для подводных лодок, подводные оборонительные соору¬жения и т. п.

2. Взрывчатые вещества (ВВ).
В боевых частях управляемых снарядов применяются бризантные и ини¬циирующие взрывчатые вещества.
Бризантные взрывчатые вещества используются для изготовления разрыв¬ных зарядов боевых частей (или других боеприпасов). Чувствительность бри¬зантных взрывчатых веществ невысока, поэтому для вызова их взрывчатого превращения требуется внешнее воздействие значительной величины (взрыв инициирующего ВВ). На практике наибольшее применение нашли следующие бризантные ВВ: тротил (иначе называемый тринитротолуолом, или ТНТ), тет¬рил, гексоген, смесь тротила с гексогеном и др.
Тротил – наиболее распространенное взрывчатое вещество. По внешнему ви-ду – это кристаллическое вещество желтоватого цвета. Удельный вес тротила 1,66, температура плавления 810 С, температура вспышки 2900 С. На воздухе тро-тил горит спокойно, в замкнутом объеме горение может перейти во взрыв. Чув-ствительность его к внешним воздействиям сравнительно низка (например, про-стрел пулей взрыва не вызывает). Скорость детонации тротила 6990 м/сек.
Тетрил – кристаллическое вещество светло-желтого цвета с удельным весом 1,78, температурой плавления около 1280С и температурой вспышки 1900 С. Бо-лее чувствителен к внешним воздействиям, чем тротил. Скорость детонации тет-рила 7470 м/сек. Применяется для изготовления детонаторов и капсюлей-де¬тонаторов.
Гексоген – одно из наиболее мощных современных взрывчатых веществ. По внешнему виду это белое кристаллическое вещество с удельным весом 1,8, тем-пературой плавления 2030 С и температурой вспышки 2300 С. При нагрева¬нии до 2700 С взрывается с большой силой. Более чувствителен к внешним воз¬действиям, чем тетрил. Скорость детонации гексогена 8380 м/сек.
Инициирующие взрывчатые вещества используются для вызова детонации бризантных ВВ. Они обладают большой чувствительностью к внешним воздей¬ствиям (механическим или тепловым). Применяются главным образом для сна¬ряжения капсюлей-воспламенителей и капсюлей-детонаторов. Важнейшими представителями этих ВВ являются гремучая ртуть, азид свинца, стифнат свинца (или тринитрорезорцинат свинца – ТНРС). Снаряжение БЧР произво¬дится залив-кой литьевыми сплавами тротила с гексогеном типа ТГ 40, ТГ 50, тротила с гек-согеном и алюминиевой пудрой типа ТГА, ТГАФ и др. Примене¬ние более мощ-ных ВВ, в первую очередь октогена (плотностью 1,9 г/см3, ско¬рость детонации 9100 м/с), ограничено их высокой стоимостью.

3. Устройство и принцип действия боевых частей.

3.1. Фугасные боевые части.
Фугасные боевые части применяются для поражения наземных и морских це-лей. Действие их складывается из двух видов: пробивного (ударного), осно¬ванного на использовании кинетической энергии снаряда при подходе его к цели, и фугасного действия взрывчатых веществ, под которым понимают раз¬рушение и выброс той среды, в которой происходит взрыв. В грунте или другой плотной среде при взрыве фугасного боевого заряда образуется воронка и кон¬центрически расположенные сферы сжатия, разрушения и сотрясения. Если за¬ряд ВВ разрывается в воздухе, то происходит быстрое нарастание давления, рас-пространяющегося во все стороны в виде ударной волны. Встречая на своем пути какие-либо преграды, ударная волна производит значительные разруше¬ния. Ра-диус разрушающего действия зависит от плотности воздуха, т. е. он тем меньше, чем больше высота над уровнем моря……

Скачать полную версию работы

СКАЧАТЬ работу l-raketostroenie/lekcii_raketostroenie_11.rar

Сообщение Боевые части взрыватели появились сначала на Студентик.

УСТРОЙСТВО ПРИВОДОВ И КОНСТРУКЦИЯ МЕХАНИЗМОВ УПРАВЛЕНИЯ ЛА.

1. Принципиальная схема силовых приводов ЛА и основные требования к ним.
2. Пневматический силовой привод.
2.1. Привод с воздушным аккумулятором давления.
2.2. Привод с пороховым аккумулятором давления.
3. Гидравлический привод.
4. Электромеханический силовой привод.
5. Электромагнитный силовой привод.
6. Механизмы управления.
6.1. Силовая проводка.
6.2. Дифференциальный механизм.
6.3. Механизмы изменения передаточного числа.

1. Принципиальная схема силовых приводов и основные требования к ним.
Аэродинамические и газодинамические органы управления создают управляющие моменты при помощи силовых приводов, принципиальная схема которых приведена на рис. 1.
Рис. 1 Принципиальная схема силового привода:
Uy– сигнал от системы управления; 1 – усилитель-преобразователь; 2 – ис¬точник энергии; 3 – приводной двигатель; 4 – механизм управления; 5 – руль; б – жесткая обратная связь.

В конструкциях ЛА часто усилитель-преобразователь и приводной двига¬тель выполняются в виде единого агрегата – рулевой машины (РМ), тип кото¬рой определяется источником энергии. Различают пневматические, гидравли¬ческие электромеханические и электромагнитные привода и соответственно рулевые машинки.
Механизмы управления могут быть расположены в одном отсеке корпуса или рассредоточены по ЛА. Жесткая обратная связь дает информацию о зна¬чении угла отклонения органа управления или шарнирного момента.
Приводы ЛА должны обеспечивать:
– требуемое быстродействие и точность в зависимости от класса аппарата (для баллистических ракет скорость поворота органа управления обычно не превышает 50 0/с, для ЛА «воздух-воздух», «земля-воздух» обычно требуется угловая скорость в 10 раз больше);
– надежную работу в заданных внешних условиях с достаточно малыми ста¬тическими и динамическими ошибками;
– простоту и удобство в эксплуатации.
Рассмотрим особенности различных типов приводов.

2. Пневматический силовой привод.
Данный тип привода может быть выполнен в двух основных вариантах: с воздушным аккумулятором давления (ВАД) и пороховым (ПАД).

2.1. Привод с воздушным аккумулятором давления.
На рис. 2 приведена примерная схема привода, работающего на сжатом газе, находящимся в ВАД под давлением (250…400)•105 Па. По сигналу сис¬темы управления Uy сжатый воздух через редуктор 2, понижающий давление до (10…20)•1О5 Па, через распределительное устройство 3 поступает в левую или правую часть РМ. С потенциометра 6 снимается сигнал обратной связи U0.
Конструктивно пневматические РМ выполняются со струйной трубкой (рис. 5) и в виде двухполостного цилиндра (рис. 3). Широкое применение этих РМ на ЛА обусловлено их простотой, малыми габаритными размерами, срав¬нительно небольшой массой и приемлемой надежностью.
В то же время к недостаткам этих РМ следует отнести довольно большой постоянный расход воздуха, который стравливается в атмосферу, и сложность получения больших управляющих усилий.

2.2. Привод с пороховым аккумулятором давления.
Приводы, работающие на горячем газе от порохового аккумулятора давле¬ния (ПАД), используют, в основном, твердое топливо и по принципу распре¬деления газового потока подразделяются на открытые и закрытые. В откры¬тых системах газ расходуется постоянно, даже при отсутствии управляющего сигнала, т. е. они работают как пневматические РМ. В закрытых приводах ре¬гулируемые отверстия открываются только в момент потребления газа, по¬этому такие системы имеют регулирование самого процесса горения твердого топлива, вплоть до гашения и повторных запусков. На ЛА, в основном, ис¬пользуются открытые приводы, которые надежнее и конструктивно значи¬тельно проще закрытых, несмотря на большую экономичность и меньшую массу последних. На рис. 5 приведена конструктивная схема привода на горя¬чем газе. В этой схеме по сигналу управляющие обмотки 8 открывают кла¬паны 10 на различную величину, в результате чего создается разность давле¬ний в верхнем и нижнем цилиндрах (р1 – р2). За счет этого появляется момент поворачивающий руль на угол.
М=М1– М2 (1)
В качестве твердого топлива используются нитроглицериновые и перхло¬ратные пороха, горящие с торца со скоростью 3,8…7,6 мм/с при давлении (35…100)•105 Па, при этом температура может достигать 370…1100 0С. При большом потребном времени работы привода (несколько минут) шашка для более компактного расположения в корпусе может быть выполнена в виде змеевика, спирали или пакета из цилиндрических шашек, расположенных па¬раллельно с последовательным воспламенением. При этом для понижения температуры газового потока его пропускают через пористую пластину, кото¬рая аблируя, охлаждает газ.
Основные достоинства приводов с ПАД – небольшая масса, высокая надежность и возможность длительного хранения в готовом для работы состоянии. Недостаток, который присущ всем пневматическим РМ,– некоторая зависимость работы от температуры окружающей среды, влияющей на значение давления в полости РМ.

3. Гидравлический привод.
В последнее время все шире на ЛА используются гидравлические при¬воды, которые могут быть открытого и замкнутого типа. В качестве рабочей жидкости применяются различные минеральные масла, сохраняющие требуе¬мые свойства в достаточно широком диапазоне температур – 60…250 0С. От¬крытые приводы, в которых использованная жидкость сбрасывается за борт ЛА, применяются при малой продолжительности полета. Схемы замкнутого типа пригодны при любой длительности полета, хотя конструктивно они сложнее. Одна из возможных схем показана на рис. 6. Гидронасосы 2 – обычно шестеренчатого типа – вращаются турбиной или электродвигателем с частотой 2000…2500 об/мин и создают рабочее давление в системе (100…200)•105 Па. При времени полета до 1 мин обычно применяют турбину, раскручиваемую горячим газом от ПАД; при большей продолжительности по¬лета целесообразнее использовать электропривод, особенно, если основным двигателем является ВРД, к которому присоединяется электрогенератор. Для поддержания постоянного давления в системе предусмотрены гидроаккумуля¬тор 3 и сбросовый кран 4.
Гидравлические РМ могут быть выполнены в виде силового цилиндра (см. рис. 7.а), сектора (рис. 7.б) или с использованием кривошипно-шатунного ме¬ханизма (рис. 7.в).
Гидравлические РМ более точны, чем газовые, практически безынерци¬онны, т. е. обеспечивают высокое быстродействие. Масса гидравлических РМ, используемых для привода поворотного крыла, также значительно меньше га¬зовых РМ. В то же время гидроприводы требуют двух источников энергии, потому сложнее и дороже, чем другие типы, кроме того, рабочие жидкости имеют определенный срок хранения в системе из-за их химического разложе¬ния.

4. Электромеханический привод.
Электромеханические приводы, состоящие из электродвигателя и редуктора, нашли применение на ЛА с большой продолжительностью полета. Электродвигатели могут быть двух типов: с переменным по знаку вращением ротора и с постоянным. Первые не нашли широкого применения из-за того, что при реверсировании двигателя возникают значительные силы инерции, что вызывает запаздывание в отклонении органов управления.
У электродвигателей с постоянной угловой скоростью ротора этот недос¬таток отсутствует, и для изменения угла отклонения органа управления ис¬пользуют электромагнитные муфты – фрикционные, магнитопорошковые и гистерезисные. На рис. 8 приведена схема электромеханического привода с магнитопорошковыми муфтами, ведомые части которых 2, 8 выполнены в виде тонкостенных полых цилиндров, имеющих малый момент инерции. По сигналу Uy, системы управления реле 1 включает муфту 2 или 8 в работу для получения нужного отклонения руля. Так как у ротора двигателя 4 большой момент инерции, то данный привод имеет хорошие характеристики в пере¬ходных режимах, обеспечивает высокое быстродействие, точность и обладает достаточной надежностью и удовлетворительными весовыми характеристи¬ками.

5. Электромагнитный силовой привод.
Электромагнитные рулевые машинки просты по устройству, потребляют немного энергии, надежны в работе. Их недостаток – малая мощность. По¬этому они применяются в основном для привода интерцепторов, шарнирные моменты которых очень малы.
Возможная схема электромагнитной рулевой машинки, для интерцептора, работающего в вибрационном режиме, приведена на рис. 9. Машинка имеет два соленоида 1 и 2.
Включением соленоидов управляет реле 3 с двумя обмотками W1 и W2. К обмотке W1 подводится сигнал Uc, системы управления, а к обмотке напряже¬ние Uл, изменяющееся по пилообразному закону. Контакты реле переключа¬ются всякий раз, когда суммарные ампер-витки АW = АWc+AWл изменяют знак. При Uc=0 (АWc=0) время пребывания контакта реле в верхнем и ниж¬нем положениях будет одинаковым, следовательно, длительность импульса тока I1, протекающего через обмотку соленоида 1, будет равна длительности им¬пульса тока I2 соленоида 2. При срабатывании соленоида 1 интерцептор 4 от¬клонится вверх; при срабатывании второго соленоида – вниз. Поскольку ин¬терцептор будет находиться в верхнем и нижнем положениях одинаковое время, средний управляющий момент, создаваемый отклонениями интерцеп¬тора, будет равен нулю.
При наличии сигнального напряжения Uc как показано на рис. 10, пере¬ключение контактов произойдет не в точках 1, а в точках 2, и интерцептор бу¬дет находиться в верхнем положении время t2, а в нижнем t1>t2. В результате средний момент интерцептора будет направлен на пикирование.
Если знак при Uc, изменится, то t1Возможно также непрерывное включение интерцепторов. В этом случае электромагнит имеет один якорь, связанный с рычагом интерцептора, и две обмотки. При включении напряжения на ту или иную обмотку якорь переме¬щается в крайнее положение. Направление перемещения якоря, а следова¬тельно, и интерцептора зависит от знака сигнала системы управления. Таким образом, величина управляющего момента будет всегда одинакова, но интер¬цептор в отклоненном положении будет задерживаться то время, которое не¬обходимо для соответствующего поворота летательного аппарата. Такой ре¬жим работы интерцепторов часто называют режимом «да–нет».

6. Механизмы управления.
Рассмотрим устройство и конструкцию следующего элемента приводов– механизмов управления (МУ), которые предназначены для передачи энергии от РМ к органам управления и должны обеспечивать: управление под дейст¬вием РМ при возможных деформациях конструкции ЛА; независимость дей¬ствия различных каналов управления.
Конструкция МУ должна иметь минимальную длину коммуникаций, ми¬нимальные зазоры и силы трения в местах соединения звеньев, так как эти ха¬рактеристики влияют на эффективность ЛА. В состав МУ входят: силовая проводка, механизмы дифференциального уравнения, изменения передаточ¬ного числа автопилота, стопорения рулей и другие устройства.

6.1. Силовая проводка.
Конструкция с силовой проводки может быть гибкой, выполняемой с по¬мощью тросов, жесткой, состоящей из качалок, тяг, валов, рычагов, и смешан¬ной. Длина силовой проводки существенно зависит от геометрических разме¬ров ЛА и его внутренней компоновки. Обычно стремятся уменьшить длину коммуникаций за счет размещения РМ в непосредственной близости к органу управления (рис. 11).
Гибкая проводка применяется на ЛА небольших размеров и малой манев¬ренности, т. е. при небольших управляющих силах. Масса такой проводки – небольшая, однако тросы пружинят и вследствие их упругой деформации по¬являются подобия люфтов.
Жесткая проводка обеспечивает возвратно-поступательное движение тяг или вращение валов. При этом может применяться большое число подвижных соединений, приводящих к люфтам. В смешанной проводке используется комбинация гибкой и жесткой.
Рассмотрим характеристики жесткой проводки.
Валы выполняются в виде полых труб, к которым сваркой или при помощи штифт-болтовых соединений прикрепляются рычаги. Рычаги – звенья кинема¬тической цепи, к которым присоединяются тяги или непосредственно РМ. Валы работают на кручение, рычаги – на изгиб…..

Скачать полную версию работы

СКАЧАТЬ работу l-raketostroenie/lekcii_raketostroenie_10.rar

Сообщение УСТРОЙСТВО ПРИВОДОВ И КОНСТРУКЦИЯ МЕХАНИЗМОВ УПРАВЛЕНИЯ ЛА появились сначала на Студентик.

1. Гироскопические приборы.

2. Акселерометры.

3. Датчики и измерительные устройства.

4. Координаторы цели.

5. Бортовые цифровые вычислители.

1. ГИРОСКОПИЧЕСКИЕ ПРИБОРЫ.
Гироскопические приборы предназначены для измерения параметров угло¬вого движения ЛА и угловой стабилизации различных объектов (головок само¬наведения, прицелов и т. п.); В основу их принципа действия положено исполь¬зование свойств быстро вращающегося ротора (собственно гироскопа), имею¬щего три или две степени свободы.
На рис. 1.а представлена схема гироскопа с тремя степенями свободы в кар¬данном подвесе. В рамках прецессионной теории движение гироскопа с тремя степенями свободы подчиняется следующему соотношению:
где * – скорость прецессии гироскопа; *МВ – сумма внешних моментов, приложенных к гироскопу; Н=Jz*– кинетический момент; Jz – полярный мо¬мент ротора; * – собственная угловая скорость ротора.
Из формулы (1) следует, что если сумма внешних моментов в осях под¬веса гироскопа отсутствует, то скорость прецессии *=0. Это означает, что главная ось (вектор Н) гироскопа не меняет своей ориентации в инерциальном про¬странстве. Следовательно, относительно этого неизменного направления можно измерять угловую ориентацию какого-либо подвижного объекта, на¬пример ЛА. Поскольку в реальных конструкциях полностью устранить внеш¬ние моменты в осях подвеса гироскопа не удается, то будет наблюдаться его медленный уход (дрейф) от первоначально заданного направления. На прак¬тике снижения дрейфа добиваются путем применения маломоментных подве¬сов и увеличения кинетического момента, прежде всего за счет увеличения собственной угловой скорости ротора [*=(2…6)•104 1/мин]. Погрешность та¬кого «свободного» (в техническом смысле) гироскопа (СГ) в измерении соот¬ветствующего угла будет определяться соотношением откуда можно найти допустимое время его функционирования как измерителя.
С помощью одного СГ можно одновременно измерять два угла, например углы крена * и тангажа * (см. рис. 1.а), где в качестве датчиков-преобразовате¬лей применены обычные потенциометры. Щетки потенциометров 4 и 6 жестко закреплены соответственно на осях внутренней 2 и внешней 3 рамок гироскопа. База 7 потенциометра угла крена закреплена на корпусе прибора, а база 5 по¬тенциометра угла тангажа – на внешней рамке гироскопа. Измерение углов осуществляется следующим образом. При изменении, например, угла крепа база потенциометра 7 повернется вместе с ЛА относительно щетки 6, которая останется неподвижной, так как она связана с гироскопом. Разность потенциа¬лов между нулевой (средней) точкой потенциометра и щеткой будет пропор¬циональна углу крена ЛА. Измерение угла тангажа происходит аналогично. На рис. 1.б показана конструктивная схема такого гироскопа.
Рис. 1 Позиционный гироскоп:
а – принципиальная схема; б – конструктивная схема; 1 – ротор; 2 – внутренняя рамка; 3 – внешняя рамка; 4, 6 – щетки; 5, 7 – базы потенциометров
Для измерения угла рыскания на ЛА должен быть установлен второй гироскоп. На практике, если нет весьма жестких массогабаритных ограничений, то по точностным и конструктивно-технологическим соображениям целесообразно по каждой связанной оси ЛА иметь свой СГ со съемом сигнала измерительной информации с оси внешней рамки.
Особенность СГ состоит в том, что он сохраняет пространственную ориентацию своей главной оси. В случаях, когда необходимо сохранение, например, направления местной вертикали, в гироскопах применяют специальные системы коррекции.
Гироскопы с двумя степенями свободы как непосредственные измеритель¬ные устройства применяются преимущественно для измерения угловых скоро¬стей. Такие приборы называют датчиками угловых скоростей (ДУС), гиротахо¬метрами (ГТ), дифференцирующими гироскопами и т.д. В промышленности наибольшее распространение получило наименование ДУС. На рис. 2.а показана схема ДУС. Быстро вращающийся ротор 1 размещен в рамке 2, которая может вращаться вокруг оси z. Вращение рамки вокруг оси z ограничено пружиной 3 и демпфером 5.

Скачать полную версию работы

СКАЧАТЬ работу l-raketostroenie/lekcii_raketostroenie_09.rar

Сообщение БОРТОВЫЕ ПРИБОРЫ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ появились сначала на Студентик.

1. Общая характеристика и классификация систем управления.

2. Автономные системы управления.
2.1. Гироскопические СУ.
2.2. Инерциальные СУ.
2.3. Астронавигационные СУ.
2.4. Магнитометрические СУ.

3. Системы телеуправления.
3.1. Командные СУ.
3.2. Системы управления по лучу.
3.3. Радионавигационные СТУ.

4. Системы самонаведения.
4.1. Активное самонаведение.
4.2. Полуактивное самонаведение.
4.3. Пассивное самонаведение.

5. Комбинированные системы управления.

1. Общая характеристика и классификация систем управления.
Система управления (СУ) представляет собой совокупность устройств, обеспечивающих полет ЛА по заданному закону с соответствующим регули-рованием управляющих сил и управляющих моментов. Закон управления оп-ределяется методом наведения, для реализации которого СУ должна непре-рывно измерять отклонение действительной траектории от кинематически необходимой и соответственно с этим отклонением вырабатывать управ-ляющие сигналы, обеспечивая требуемое угловое положение ЛА.
Система управления состоит из аппаратуры наведения и стабилизации.
Аппаратура наведения определяет координаты ЛА и цели, которые по-ступают в вычислительное устройство для расчета траектории полета, и мо-жет располагаться как на борту ЛА, так и на командном пункте.
Аппаратура стабилизации, называемая автопилотом, располагается только на борту ЛА и предназначена для устранения рассогласования между текущим значением параметра и его требуемым значением, определяемым аппаратурой наведения.
СУ, не вращающихся ЛА, обычно состоят из трех каналов управления – тангажа, рысканья и крена – и обычно классифицируются по принципу дей-ствия в зависимости от места и способа формирования сигнала наведения. Можно выделить следующие типы СУ: автономные, теленаведения, самона-ведения и комбинированные (рис. 1).
Рис. 1 Классификация систем управления ЛА.
Автономные СУ обеспечивают наведение ЛА на цель по программе, за-ложенной до старта в вычислительной аппаратуре. Управляющий сигнал формируется только устройствами, расположенными на борту ЛА.
Аппаратура системы телеуправления расположена на ЛА и командном пункте (носителе).
Системы самонаведения осуществляют полет ЛА по одному из методов наведения и вырабатывают управляющие сигналы за счет излучения или от-ражения энергии от цели.
Комбинированные СУ представляют комбинацию двух или более выше-названных систем.
СУ, кроме того, характеризуются степенью автоматизации и могут быть:
– неавтоматические, в которых все решения принимает оператор;
– полуавтоматические: оператор выполняет ограниченные действия;
– автоматические: после пуска оператор может осуществлять лишь слеже-ние за полетом ЛА.

2. Автономные системы управления.
Рассмотрим работу автономных СУ, которые подразделяются на гиро-скопические, инерциальные, астронавигационные, магнитометрические. Ав-тономные СУ применяются на ЛА в тех случаях, когда цели неподвижны или движутся по определенным траекториям.

2.1. Гироскопические СУ.
Гироскопические СУ являются наиболее простыми и наименее точными из всех автономных СУ.
Траектории полета ЛА задаются по программе в виде зависимости его уг-лового положения в пространстве от времени. Управляющие сигналы на ор-ганы управления вырабатываются при помощи позиционных гироскопов, из-меряющих углы рассогласования, и скоростных гироскопов, измеряющих уг-ловые скорости в трех каналах управления. В результате этого орган управ-ления отклоняется на угол………

Скачать полную версию работы

СКАЧАТЬ работу l-raketostroenie/lekcii_raketostroenie_08.rar

Сообщение Система управления ЛА появились сначала на Студентик.

1. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели.

2. Ракетно-прямоточные двигатели.

3. Турбореактивные двигатели.

4. Пульсирующий ВРД.

1. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели.

Реактивная тяга прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД) создается вследствие возрастания количества движения воздуха, протекаю¬щего через канал двигателя, в результате сгорания в кислороде воздуха горю¬чего и выделения тепла.
ПВРД имеет входной диффузор, камеру сгорания с форсунками и сопло (рис. 1). Набегающий поток воздуха попадает в диффузор 1, где его скорость падает, а давление, плотность и температура возрастают. Так, например, при скорости полета, в 3 раза превышающей скорость звука (М=3), давление в конце диффузора может повыситься в 25 раз. Поджатый в диффузоре воздух поступает в камеру сгорания 4 и смешивается с горючим, впрыскиваемым че¬рез форсунки 2. Образовавшаяся смесь поджигается и сгорает, а продукты сгорания вытекают через сопло 5 со скоростью, большей, чем скорость набе¬гающего потока. В начале камеры сгорания обычно устанавливается стабили¬затор пламени 3, турбулизирующий поток и образующий затененные (застой¬ные) зоны, в которые поступает топливно-воздушная смесь. Здесь она поджи¬гается с помощью внешнего источника воспламенения. Источник воспламене¬ния требуется только для запуска двигателя, а в процессе установившейся ра¬боты двигателя горение топлива поддерживается автоматически.

Рис. 1. Принципиальные схемы ПВРД:
а – дозвукового; б – сверхзвукового; 1 – диффузор; 2 – форсунки; 3 – ста-билизатор; 4 – камера сгорания; 5 – сопло; 6 – форкамера; 7 – конус диффузо-ра.

ПВРД может создавать реактивную тягу только тогда, когда скоростной напор достаточен для образования повышенного давления в диффузоре (под¬пора). При малых скоростях полета степень сжатия воздуха, получаемая за счет использования скоростного напора, оказывается незначительной, вслед¬ствие чего ПВРД имеет низкий КПД и не создает достаточной тяги.
ПВРД, предназначенный для сверхзвуковых скоростей полета, отличается от дозвукового ПВРД формой входного диффузора и реактивного сопла.
Дозвуковой диффузор (рис. 1) представляет собой расширяющуюся трубу с закругленной передней кромкой. Сечение входа диффузора всегда меньше сечения камеры сгорания (S1При небольших сверхзвуковых скоростях полета (1 При больших сверхзвуковых скоростях полета для уменьшения потерь при торможении потока мощный прямой скачок на входе заменяется системой слабых косых скачков, что позволяет перевести сверхзвуковой поток в дозву¬ковой с меньшими потерями энергии. Для образования косых скачков уплот¬нения в диффузоре устанавливается заостренное центральное тело (рис. 1).
ПВРД с постоянной геометрией диффузора и сопла имеют оптимальные характеристики только при каком-то одном режиме полета. Поэтому при из¬менении скорости полета и давления потока целесообразно регулировать про¬ходные сечения диффузора и сопла двигателя и изменять расход воздуха. Это обеспечивает лучшие условия работы двигателя на различных режимах по¬лета.
Таким образом, для каждой скорости полета можно подобрать такие диф¬фузор и сопло, при которых получаются наименьшие потери давления, а удельная тяга достигает наибольшего значения. Применение регулируемых ПВРД позволяет получить характеристики, существенно меньше зависящие от изменения скорости полета. Однако это вызывает значительное утяжеление и усложнение конструкции двигателя. Поэтому для летательных аппаратов с от¬носительно небольшой дальностью полета более целесообразно применять нерегулируемые ПРВД.
На рис. 2 приведены схемы размещения ПВРД и воздухозаборников на ЛА. Наибольшее применение на ЛА получили лобовые воздухозаборники (рис. 2.в), кольцевые (рис. 2.д) и боковые (секторные) (рис. 2.г,е,ж). ПВРД, установленные на пилонах (рис. 2.а,б), могут использоваться в качестве ДУ одной из ступеней ЛА и после отработки двигателя сбрасываются с целью уменьшения лобового сопротивления ЛА.
В компоновках, представленных на рис. 2.в,г,д,е,ж двигатель является частью корпуса ЛА. Как правило, камера сгорания располагается в кормовой части корпуса, а воздухозаборники могут размещаться по-разному, в зависимости от назначения ЛА и формы траектории полета.
Тяга ПВРД определяется полным изменением количества движения проходящего через двигатель рабочего тела. Но так как массовый расход воздуха обычно в 15-20 раз превышает расход горючего, то тягу ПВРД можно приближенно считать пропорциональной скоростному напору захватываемого потока воздуха…………

Скачать полную версию работы

СКАЧАТЬ работу l-raketostroenie/lekcii_raketostroenie_07.rar

Сообщение ДВИГАТЕЛЬНЫЕ УСТАНОВКИ С ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ появились сначала на Студентик.

1. Общее устройство ЖРД.

2. Топлива ЖРД.

3. Камера сгорания.

4. Сверхзвуковые сопла.

5. Системы подачи топлива.

6. Высотная характеристика двигателя.

7. Способы регулирования тяги.

1. Общее устройство ЖРД.

Основными конструктивными элементами двигательной установки с ЖРД (рис. 1) являются камера двигателя, баки с жидкими компонентами топлива и система подачи топлива. Камера двигателя состоит из головки с форсунками, камеры сгорания и сопла.
Топливо, подаваемое из баков в камеру сгорания, распыляется с помощью форсунок, перемешивается, испаряется и воспламеняется. В результате сгора¬ния топлива образуются газообразные продукты, имеющие высокую темпера¬туру, истечение которых из сопла является причиной возникновения реактив¬ной тяги двигателя.

Рис. 1 Основные конструктивные элементы двигательной установки с ЖРД:
1 – горючее; 2 – окислитель; 8 – баллон со сжатым воздухом; 4 – редуктор; 5 – камера сгорания; б – головка с форсунками; 7 – сопло.

2. Топлива ЖРД.

В ЖРД применяются обычно химические топлива, состоящие из двух ве¬ществ – горючего и окислителя. Если горючее и окислитель до поступления в камеру сгорания находятся в смешанном между собой состоянии, то такое то¬пливо называется смесевым однокомпонентным. Если атомы окислитель¬ных и горючих элементов входят в состав одной молекулы, то такое топливо называ¬ется простым однокомпонентным, или унитарным. Если горючее и окисли¬тель находятся в раздельном состоянии до подачи в камеру сгорания, то такое топливо и называется двухкомпонентным.
Наиболее широкое применение в настоящее время нашли две основные группы топлив, различающиеся по характеру:
а) топлива на основе азотной кислоты и других кислородных соединений азота;
б) топлива на основе кислорода.
Топлива первой группы имеют высокую температуру кипения, поэтому они могут находиться в жидком состоянии при нормальных температурах. Это упрощает их эксплуатацию и позволяет хранить баки летательных аппаратов в заправленном состоянии.
Основным окислителем топлив первой группы является азотная кислота НNО3, которая содержит 76% кислорода, обладает высоким удельной плотно¬сти (1,52 кг/л), имеет низкую температуру замерзания (– 420С) и кипит при +860С.
Недостаток азотной кислоты состоит в ее высокой химической агрессивно¬сти по отношению к большинству конструкционных материалов. Вследствие этого для изготовления баков и арматуры приходится применять нержавею¬щие стали и сплавы алюминия без примесей меди. Другим недостатком явля¬ется ядовитость паров азотной кислоты.
Для улучшения свойств азотной кислоты к ней добавляются различные присадки: серная кислота Н2SО4, уменьшающая агрессивность азотной ки¬слоты по отношению к материалам и улучшающая условия запуска двигателя, а тактике четырехокись азота N2О4, которая увеличивает теплотворную спо¬собность и удельный вес топлива, а также способность топлива к самовоспла¬менению после смешения. Четырехокись азота может и самостоятельно при¬меняться в качестве окислителя, однако она обладает существенным недостат¬ком – высокой температурой замерзания (– 11,20 С).
Горючим для топлив на основе соединений азота может служить керосин, обладающий высокой теплотворной способностью. Керосин легко можно ис¬пользовать в качестве охладителя, он прост в эксплуатации и обеспечен деше¬вой сырьевой базой. Недостатками его является небольшой удельный вес (0,8 – 0,85 кг/л) и необходимость принудительного воспламенения при смешении с окислителями.
В качестве самовоспламеняющихся горючих используются: анилин, диме¬тилгидразин, фурфуриловый спирт, ксилидин, триэтиламин и другие углево¬дороды. По сравнению с керосином они более дороги и дефицитны.
Окислителем второй группы топлив является жидкий кислород О2, кото¬рый содержит 100% окисляющего элемента. Жидкий кислород имеет удель¬ную плотность 1,14 кг/л и кипит при – 1830С, что не позволяет длительно хра¬нить его. Баки для жидкого кислорода изготовляются из нержавеющей стали и алюминиевых сплавов.
В топливах на основе жидкого кислорода в качестве горючих могут быть использованы любые углеводороды, которые образуют несамовоспламеняю¬щиеся низкокипящие топлива. Наивысшую теплотворную способность с жид¬ким кислородом имеет жидкий водород. Однако он имеет малый удельный вес. Кроме того, температура сгорания водорода в кислороде очень высока. Это затрудняет применение такого горючего. Хорошими горючими являются такие: керосин, диметилгидразин и этиловый спирт. У последнего несколько меньшая температура сгорания, что облегчает охлаждение двигателей. Спирт имеет удельную плотность 0,8 кг/л и низкую температуру замерзания (– 117,30С).
Кроме упомянутых двух групп топлив, некоторое распространение полу¬чили топлива на основе перекиси водорода Н2О2. Она применяется или как окислитель (в сочетании со спиртом и с гидразингидратом), или в качестве унитарного топлива. В последнем случае разложение перекиси водорода про¬исходит под воздействием катализатора (перманганата калия или натрия). Пе¬рекись водорода 80% концентрации имеет удельную плотность 1,34 кг/л и замерзает при – 250С. Для баков с перекисью водорода обычно используются нержа¬веющие стали и чистый алюминий.
В перспективе для ЖРД рассматривается применение топлив с повышен¬ной теплотворной способностью и высокой удельной плотностью. Окислите¬лями таких топлив могут служить кислород, фтор, а горючими – водород, ли¬тий, бор, аммиак, бороводороды и др. Теоретические исследования показы¬вают, что химические топлива могут обеспечить удельную тягу до 400 – 450 кГ сек/кГ. Основные характеристики топлив, применяющихся для ЖРД, све¬дены в таблицу 1……….

Скачать полную версию работы

СКАЧАТЬ работу l-raketostroenie/lekcii_raketostroenie_06.rar

Сообщение Жидкостные реактивные двигатели появились сначала на Студентик.

1. Классификация ДУ.

2. Основные характеристики ДУ.

3. Ракетные двигатели на твердом топливе (РДТТ).
3.1. Основные элементы РДТТ, их назначение.
3.2. Компоновочные схемы РДТТ.
3.3. Топливо и топливные заряды РДТТ.
3.4. Корпус двигателя и его элементы.
3.5. Система воспламенения РДТТ.
3.6. Сопловые блоки РДТТ.

1. Классификация ДУ.

Двигательные установки (ДУ) разрабатываются для определенного ЛА в за¬висимости от требуемых характеристик по дальности, высоте и скорости по¬лета, подразделяются на реактивные и поршневые (рис. 1) и в общем случае со¬стоят из двигателя, топлива, систем подачи топлива, запуска, регулирования тя-ги двигателя.
Поршневые двигатели применяются (кроме самолетов) только на малораз¬мерных дистанционно-пилотируемых ЛА и дирижаблях, реактивные двигатели (РД) – на всех остальных классах ЛА.
Реактивные двигатели подразделяются на ракетные, воздушно-реактивные, комбинированные. Ракетные двигатели используют для создания тяги реактив¬ную струю газов, образующихся в камере сгорания двигателя без участия атмо¬сферного воздуха. Благодаря этому ракетные двигатели создают тягу, как в воздушной среде, так и в безвоздушном пространстве и в воде.
В ракетных двигателях возможно использование трех видов энергии: хими¬ческой, ядерной и солнечной. Химическую энергию выделяют вещества в про¬цессе реакции окисления (сгорания) или разложения. Ядерную энергию можно получить путем деления ядер тяжелых или путем синтеза легких элементов.
Химические ракетные двигатели используют в качестве топлива компо¬ненты, обладающие необходимым для горения запасом горючего и окислителя. Они делятся на жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), работающие на жид¬ком топливе, подаваемом в камеру сгорания из баков; ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ), в которых топливо находится непосредственно внут-ри камеры сгорания, и смешанные (гибридные) двигатели, работающие на твердо-жидком топливе. Значительное возрастание удельного импульса тяги ракетных двигателей может быть достигнуто при использовании ядерных ис¬точников энергии и при электроракетных способах создания реактивной тяги. Такими двигателями являются ядерные ракетные двигатели и электроракетные двигатели.
В ядерных ракетных двигателях (ЯРД) тяга создается в результате истече¬ния из сопла рабочего тела (теплоносителя), нагреваемого в ядерном реакторе.
Электроракетные двигатели можно разделить на две группы: плазменные и ионные.
В плазменных ракетных двигателях (ПлРД) реактивная тяга создается пото¬ком плазмы, образуемой в результате нагрева газа до высоких температур (бо¬лее 5000 К). Для ускорения плазмы в плазменных двигателях применяется маг¬нитное поле.
В ионных ракетных двигателях (ИРД) реактивная тяга создается потоком ионов, ускоряемых с помощью электростатического поля (поэтому такие двига¬тели иногда называются также электростатическими ракетными двигателями). Для получения потоков ионов могут применяться плазменные или радиоизо¬топные источники ионов. Из всех рассматриваемых типов ракетных двигателей ионные двигатели имеют наивысший удельный импульс (наименьшие расходы массы топлива на 1 Н тяги).
Рис. 1. Классификация ДУ.
Общим недостатком электроракетных двигателей (особенно ионных) явля¬ется малая создаваемая ими абсолютная тяга. В связи с этим они могут эффек¬тивно применяться, главным образом, в системах ориентации искусственных спутников и космических кораблей, коррекции их скорости или траектории, а также для длительного разгона и торможения космических кораблей при меж¬планетных полетах.
В воздушно-реактивных двигателях (ВРД) для создания тяги используют атмосферный воздух, который перед поступлением в камеру сгорания двига¬теля сжимается и смешивается с топливом – керосином, водородом и так далее. В результате сгорания образуется высокотемпературная газовая струя, исте-кающая через сопло двигателя. ВРД подразделяются на турбореактивные с цен-тробежным или осевым компрессором (ТРД), двухконтурные турбореак¬тивные (ДТРД), турбовинтовые (ТВД), прямоточные (ПВРД) и пульсирующие (ПуВРД).
Комбинированные ракетные двигатели представляют собой устройства с элементами ракетных и воздушно-реактивных ДУ и подразделяются на ра¬кетно-прямоточные (РПД), твердого (РПДТТ), жидкого (РПДЖТ) и гибридного (РПДГТ) топлива; турбореактивные на твердом (ТРДТТ) и жидком (ТРДЖТ) топливе.

2. Основные характеристики ДУ.
Тяга двигателя есть результирующая сила давления продуктов сгорания на внутреннюю поверхность камеры сгорания и сопла за вычетом давления окру¬жающей среды на их наружную поверхность. Направление действия тяги об¬ратно истечению продуктов сгорания. Тяга – основная силовая характеристика любого РД. Она определяет летные возможности ЛА по дальности, скорости, маневренности и высотности полета….

Скачать полную версию работы

СКАЧАТЬ работу l-raketostroenie/lekcii_raketostroenie_05.rar

Сообщение Двигатели установки летательных аппаратов появились сначала на Студентик.

Лекция  1

ХАРАКТЕРИСТИКА ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ В СОСТАВЕ БОЛЬШОЙ ТЕХНИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ.

    Введение

1.  Понятие большой технической системы.

2. Состав комплекса  ЛА.

3.  Классификация комплексов ЛА.

4.  Носители ЛА.

5.  Пусковые установки.

6.  Состав комплекса обеспечения.

ВВЕДЕНИЕ.

Курс "Основы устройства и функционирования ЛА" является начальным в специальной многоуровневой подготовке специалистов в области ракетостроения. Он дает основы знаний, необходимые для системного восприятия общепрофессиональных дисциплин и специальных дисциплин как проектно-конструкорского так и технологического циклов. Это хорошо проиллюстрировано на схеме предметных связей специальности 130600  (см. рис. 1). Исходя из этого формулизируются цель и задачи изучения данного курса.
Цель курса – сформировать у студента базисные значения по устройству и функционированию беспилотных летательных аппаратов (ЛА), создав мировоззренческий фундамент, логические и мотивационные основы системного восприятия содержания последующих курсов специальных дисциплин.
Задачи:

• ознакомиться со структурой и классификацией комплексов беспилотных      ЛА, назначением их основных элементов;
• изучить физические основы функционирования беспилотных ЛА;
• изучить назначение, устройство и принципы работы основных агрегатов     и систем ЛА в различных их модификациях;
• познакомиться с тактико-техническими характеристиками, устройством  и функционированием современных ракетных комплексов, направлениями их совершенствования и модернизации;
• привить студентам навыки самостоятельного анализа совершенства  конструкции ЛА, составления эскизов основных узлов и циклограмм функционирования.

1.  ПОНЯТИЕ БОЛЬШОЙ ТЕХНИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ.

Под большой технической системой (БТС) обычно понимается совокупность взаимосвязанных технических элементов, объединенных единой целью и алгоритмом функционирования.
В общем случае система определяется структурой, функционированием и управлением.
Структура – совокупность устойчивых связей между подсистемами и элементами внутри БТС, обеспечивающих сохранение ее основных свойств при различных внешних и внутренних изменениях.
Система может функционировать нормально только в том случае, если ее элементы при самостоятельной роли в реализации поставленных целей ор­ганически взаимосвязаны, т.е. каждый элемент представляет собой обособ­ленную часть БТС и в то же время все ее элементы находятся в определен­ной иерархической зависимости. В качестве примера на рис 1 приведена структура БТС с некоторым комплексом ЛА, состав которого во многом за­висит от конкретного класса ЛА и его характерных эксплуатационных осо­бенностей.

Формирование структуры БТС основано на иерархическом принципе:

• последовательное вертикальное расположение подсистем;
• приоритет воздействия подсистем верхнего уровня на подсистемы ниж­него уровня, в общем случае предполагает декомпозицию системы, т.е. расчленение ее на отдельные подсистемы с соответствующей иерархией от­ношений между ними.
• подчиненность (функционирование нижнего уровня определяется зада­чами верхнего уровня);
• сопоставимость (на каждом уровне задачи объединяются в отдельную группу сопоставимых по значимости и масштабу);
• полнота (декомпозиция системы подчинена целям и задачам функциони­рования в целом);
• в системе должны отсутствовать изолированно функционирующие уровни;
• реальность (решаемые задачи подсистем должны соответствовать научно-техническим возможностям).

Функционирование – это выполнение БТС определенных операций для достижения заданных целей во времени. Реальные БТС, в том числе и с ЛА, являются стохастическими системами с различным уровнем неоп­ределенности. Это объясняется тем, что условия применения системы пол­ностью прогнозировать практически невозможно. В лучшем случае, можно говорить только о характеристиках внешней среды с определенной степе­нью вероятности.
При этом более совершенны комплексы управляемых снарядов и ракет, т.к. они в большей степени способны парировать возмущения внешней среды, чем НУРСы.
Управление – переработка различной информации для функционирова­ния БТС, включает в себя три основные операции: планирование, организа­цию и регулирование. Для ЛА управление в процессе функционирования имеет первостепенное значение, так как оно позволяет исключить экстре­мальные условия эксплуатации и тем самым повысить эффективность ЛА. Интегральной оценкой БТС принято называть ее эффективность.
Эффективность БТС – полнота и качество с которыми она выполняет поставленную задачу. Количественной мерой эффективности БТС с ЛА мо­гут быть разные показатели (критерии) в зависимости от решаемых систе­мой задач. Иногда это может быть наиболее выгодное с точки зрения эко­номики (оптимальное) соотношение между вероятностью выполнения за­дачи и суммарными затратами на ее создание и эксплуатацию. При этом иногда суммарные затраты можно свести к материальным затратам в де­нежном выражении. При ограниченности средств на создание БТС в каче­стве максимизируемого критерия эффективности может быть принята веро­ятность выполнения задачи. Если же задачи БТС настолько важны, что их невыполнение может иметь катастрофические последствия, то в качестве минимизируемого критерия принимаются суммарные затраты при заданной высокой вероятности выполнения задачи.
Таким образом, в качестве критериев при создании БТС (и в ее составе ЛА) могут быть приняты вероятность выполнения задачи, суммарные за­траты или другие более сложные показатели эффективности, которые кроме первых двух учитывали бы и другие важные факторы, например время раз­работки, способность системы адаптироваться к новым задачам и др. Но ис­пользовать такие критерии (критерии высшего ранга) при разработке от­дельных отдельных элементов БТС оказывается практически невозможным из-за большой сложности связей между отдельными элементами. Поэтому для каждого уровня БТС (см. рис. 2) разрабатываются частные критерии приня­тия решений, увязанные и согласованные с критериями высшего ранга. Критерии разных уровней согласованны так, что каждый вышестоящий уровень дает задание нижестоящим не жестко регламентированным, а в об­щих чертах, предоставляя им известную инициативу так, чтобы разра­ботчики каждого уровня, стремясь к своей частной цели, работали вместе с учетом интересов системы в целом. Эта свобода выражается во множестве альтернативных решений, которые могут принимать разработ­чики на каждом уровне, и несет в себе возможность так сочетать варианты решений, чтобы в итоге получить оптимальное решение для БТС в целом. Для этого приходится рассматривать и сравнивать множество самых разных альтернативных вариантов, различающихся между собой принципами дей­ствия, схемой построения, конструкцией, технологией производства и т.д. Причем на всех уровнях обычно рассматривают столько альтернативных вариантов, сколько позволяют ресурсы проектно-конструкторской органи­зации и возможности современных ЭВМ.
Изложенный подход к процессу создания ЛА является, по существу, при­ближенным, так как не учитывает непосредственно техническую новизну ЛА, которая может быть достигнута исключительно за счет внедрения дос­тижений научно-технического прогресса. Техническая новизна придает ЛА новое качество, позволяет улучшить функциональные характеристики или экономичность, или и то и другое.
Количественной оценкой технической новизны ЛА является его техниче­ский уровень. Дело в том, что если учитывать только экономическую сто­рону эффективности, т.е. затраты ресурсов, то оказывается, что новые кон­струкции вначале часто бывают неэффективными из-за дорогой и трудоем­кой доводки, неизбежность которой обусловлена самой новизной. При этом чем более передовыми в техническом отношении являются разрабатывае­мые конструкции, тем труднее их внедрение. Но в то же время их внедрение готовит научную и производственно-техническую базу знаний и опыта для перехода к более совершенным конструкциям и увеличивает срок востребо­ванности комплекса.
Иными словами, чтобы новое поколение конструкций было совершеннее существующего, необходимо обеспечить более высокий технический уро­вень новых образцов. Всестороннее изучение взаимосвязи технического уровня с эффективностью является задачей дисциплины "Проектирование конструкций ЛА".

2.  СОСТАВ КОМПЛЕКСА ЛА.

Для обеспечения подготовки ЛА к полету и управления им применяются разнообразные бортовые, наземные и подвижные устройства и оборудова­ние, которые образуют вместе с ЛА техническую подсистему, называемую комплексом ЛА. Все составляющие элементы комплекса находятся во взаи­модействии и обеспечивают функционирование ЛА в соответствии с задан­ными тактико-техническими требованиями (ТТТ).
Состав комплекса ЛА во многом зависит от конкретного класса ЛА и его характерных эксплуатационных особенностей. В общем случае в состав комплекса ЛА входят (рис. 2): летательный аппарат, носитель, пусковая ус­тановка, комплекс наземного оборудования, средства разведки и управления полетом.
ЛА в зависимости от своего назначения и конструктивных особенностей различаются массой и габаритными размерами, конструктивно-компоно­вочными решениями, типами применяемых двигательных установок, обо­рудованием и целевыми грузами.

3.  КЛАССИФИКАЦИЯ ЛА.

ЛА можно классифицировать по различным признакам: по принципу их устройства, назначению, месту расположения старта – месту нахождения цели и др. Так, по назначению (см. рис. 3) ЛА можно разделить на хозяйственные, ис­следовательские, метеорологические, ракеты-носители, космические аппа­раты специального и военного назначения. Областью наших интересов яв­ляются беспилотные ЛА одноразового использования.
При классификации беспилотных ЛА (см. рис. 4,5,6) часто используется принцип "место старта-место цели", согласно которому они относятся к следующим группам: "поверхность-поверхность"; "поверхность-воздух"; "воздух-поверхность"; "воздух-воздух" (где под понятием «поверхность» понимается поверхность Земли или моря, а под понятием «воздух» – воздушное и космическое пространство). Рассмотрим некоторые типы беспилотных ЛА, в названиях которых (ракеты, снаряды, торпеды и др.) отражены особенности их применения.
Ракета (нем. Raketa, от итальянского rocchetta, уменьшительное от rocca- веретено) ЛА движущийся под действием реактивной силы возникающей при отбрасывании части собственной массы.
Снаряд - беспилотный ЛА, несущий боевой заряд и предназначенный для поражения наземных, морских и воздушных целей (активные, реактивные, активно - реактивные, калиберные, подкалиберные, надкалиберные)
Торпеда (от лат. torpedo - электрический скат) - самодвижущийся, самоуправляющийся подводный снаряд, предназначенный для поражения плавучих и береговых объектов противника.
Главная цель систем вооружения - поразить цель оставаясь в безопасности.
Баллистические ракеты характеризуются тем, что основной участок полета осуществляется по баллистической траектории по законам свободно брошенного тела, и предназначены для поражения площадных целей противника.
Крылатые ракеты – беспилотные ЛА самолетной схемы, имеющие значительную дальность полета (до нескольких тысяч километров), предназначены для поражения площадных и точечных целей противника.
Управляемые реактивные торпеды – это ЛА, конечный участок траектории, движения которых находится на малой высоте или в водной среде, предназначены для поражения кораблей и подводных лодок противника.
Противотанковые управляемые реактивные снаряды представляют собой малогабаритные, предназначенные для поражения танков, бронетранспортеров, бронированных самоходных артиллерийских установок, а такие укрепленных огневых точек.
Активно-реактивные управляемые снаряды представляют собой модификацию артиллерийских снарядов, предназначены для поражения площадных целей и живой силы противника. АРУС выстреливаются из стволов, а зятем в них включается маршевый двигатель. Для повышения точности стрельбы предусмотрен блок коррекции дальности с раскрывающимся в полете лепестковым стабилизатором.
Дистанционно-пилотируемые летательные аппараты представляют собой ЛА ракетной, самолетной или вертолетной схем, при управлении которыми оператор выполняет операции, близкие к действиям летчика. Для обеспечения «пилотирования» ДПЛА оборудованы телевизионной камерой или инфракрасной системой переднего обзора. По назначению ДПЛА подразделяются на ударные, разведывательные, аппараты для радиопротиводействия и многоцелевые модульные аппараты.
Зенитные управляемые ракеты (ЗУР) предназначены для поражения воздушных целей (самолетов, вертолетов, крылатых ракет, дирижаблей и др.), представляют собой ЛА осесимметричной схемы.
Антиракеты предназначены для поражения баллистических ракет, их боеголовок и некоторых типов высокоскоростных ЛА.
Антиспутники предназначены для поражения военных космических объектов и спутников-шпионов. Имеют много общего с АР.
Авиационно-баллистические ракеты представляют собой БР, запускаемые с самолетов, и предназначены для поражения площадных целей. В конце баллистической траектории они могут иметь управление для коррекции по точности попадания в цель, поэтому в этом случае конструкция включает в себя рули и даже крылья.
Управляемые авиационные бомбы – малоразмерные крылатые ЛА без двигателей предназначены для поражения наземных объектов и живой силы противника. После сбрасывания с самолета совершают планирующий управляемый полет, дальность которого зависит как от аэродинамических характеристик УАБ, так и от скорости и высоты самолета-носителя.
Управляемые авиационные торпеды аналогичны УРТ, представляют собой морские торпеды с аэродинамическими устройствами, обеспечивающими полет аппарата в воздухе после сбрасывания его с самолета, предназначены для поражения морских целей. В зависимости от дальности действия они могут иметь реактивный двигатель.
Авиационные управляемые реактивные снаряды  для поражения радио- или теплоконтрастных целей представляют собой аппараты, предназначенные для поражения точечных целей: кораблей, железнодорожных мостов, различных радиолокационных станций, пусковых установок, тактических БР и ЗУР, малоразмерных радиолокационных станций, самолетов на аэродромах, танков, бронетранспортеров, атомных пушек и др.
Управляемые снаряды ?воздух – воздух? представляют собой крылатые аппараты осесимметричной схемы, действующие в плотных слоях атмосферы и предназначенные для поражения самолетов, вертолетов, крылатых ракет. Запускаются с самолета-носителя со специального пускового устройства. Управление осуществляется в основном с помощью головок самонаведения.
Антиспутниковые управляемые снаряды предназначены для поражения спутников и орбитальных станций военного назначения, представляют собой ракеты, которые могут запускаться с самолетов-носителей.
Беспилотные ЛА военного назначения классифицируются по масштабу решаемых задач следующим образом:
тактические – для непосредственной поддержки войск на поле боя;
оперативно-тактические – для выполнения задач крупных боевых операций;
стратегические – определяющие глобальные интересы войны в целом.
Носители ЛА применяются в тех случаях, когда необходимо доставить ЛА в предполагаемую зону его пуска либо придать ему заданные начальные параметры (скорость и высоту полета), при которых обеспечиваются условия устойчивости и маневренности полета, нормальная работа ВРД, аппаратуры механизмов управления. Для доставки ЛА с целью расширения диапазона его применения используются разнообразные носители: самолеты, корабли, подводные лодки, различные наземные самоходные установки и подвижные средства и другие пусковые установки.
Старт ЛА осуществляется пусковыми установками (ПУ) и катапультами, которые могут размещаться на земле, самолете, корабле или любом другом носителе. Пусковые установки обеспечивают необходимое начальное положение ЛА в момент старта. Катапульты сообщают ЛА первоначальную скорость при вертикальном старте или при его сходе с направляющих. Пусковые установки имеют наземное, шахтное, авиационное и морское базирования.
Старт ЛА может осуществляться как в вертикальном, так и в наклонном положении, а для авиационных ПУ – в горизонтальной плоскости. Выбор стартового положения ЛА зависит от особенностей класса ЛА, его начального продольного ускорения, формы траектории, ограничения по боковым перегрузкам и других требований.
Вертикальные ПУ позволяют осуществлять старт ЛА при малой начальной тяговооруженности (=1.2 и 3.0), которая представляет собой отношение тяги двигателя к весу ЛА: =Р0/G0. Это наиболее характерно для баллистических ракет и ракет-носителей космических аппаратов, имеющих после вертикального старта выход на баллистическую траекторию полета, обеспечивающую малые поперечные нагрузки на корпус ЛА.
Вертикальные ПУ представляют собой шахты и пусковые столы с устройствами, фиксирующими вертикальное положение ЛА.
У подвижных вертикальных ПУ обычно пусковой стол крепится к тягачу или платформе и опускается на систему домкратов, которые автоматически придают столу горизонтальное положение. ЛА удерживается на столе за счет крепежных элементов, срезаемых при достижении двигателем определенной тяги.
Для пуска ЛА из вертикальных шахт и подводных лодок обычно используется так называемый «холодный» способ пуска, при котором ЛА сжатым газом выбрасывается из шахты или контейнера на поверхность, затем включается двигатель первой ступени.
Для обеспечения наклонного старта ЛА под углом ?0 требуется большая начальная тяговооруженность (Р0= 10 ... 30), так как иначе в момент схода ЛА с наклонных; направляющих ПУ проекция тяги стартового двигателя на вертикаль Рsin?0 может оказаться недостаточной для уравновешивания веса ЛА G0, в результате чего может возникнуть недопустимая «просадка» (снижение траектории) ЛА. Наклонные ПУ обычно применяются для ЗУР и других ЛА, использующих для старта ускорители с мощными РДТТ. Наклонные ПУ по сравнению с вертикальными обеспечивают большую мобильность стартового комплекса, уменьшают время полета ЛА в заданную точку траектории, упрощают заряжание (установку ЛА на ПУ).
ПУ наклонного старта подразделяются на стационарные и подвижные. Стационарные ПУ размещаются на земле или кораблях. В их конструкции, несмотря на большое разнообразие, можно выделить общие составляющие: основание, на котором размещаются различные механизмы, поворотное устройство и наклонно-регулируемые направляющие, которые могут быть контейнерного (рис. 7.) или балочного (рис. 8.) типа.
Последние могут иметь трубчатую, лотковую, желобковую или сотовую конструкцию.
Подвижные ПУ работают синхронно со следящими радиолокаторами системы управления ЛА. Их поворот производится электрическими, гидравлическими или пневматическими приводами. ЛА закрепляются в продольных пазах направляющих специальными замково-стопорными механизмами. Газоотражатель предотвращает вредное воздействие горячих газов на конструкцию ПУ и ее опрокидывание при старте ЛА. Особенностью корабельных ПУ является то, что они должны обеспечивать устойчивый запуск ЛА в условиях качки корабля, при этом управление всеми операциями ведется дистанционно при автоматическом заряжании. В некоторых случаях корабельные ПУ оборудуется гидростабилизирующими устройствами, которые позволяют осуществлять запуск при значительной качке, когда корректировка траектории ЛА после пуска ограничена.
Подвижные ПУ наклонного старта могут также устанавливаться на базе бронетранспортеров или автоприцепов. Применяются также малые ПУ, переносимые вручную (рис. 9), при этом их масса не должна превышать 10 кг.
Авиационные ПУ подразделяются на индивидуальные, которые используются для запусков ЛА «воздух-воздух» и «воздух-поверхность», и кассетные для неуправляемых ЛА. Наиболее просты по устройству индивидуальные наружные ПУ, которые состоят из направляющей, механизма аварийного сброса, замка для удержания ЛА до старта и электроразъемов, закрытых обтекателем для уменьшения сопротивления. В некоторых случаях эти ПУ могут иметь катапультирующие механизмы для принудительного отделения ЛА в начальный момент старта.
Внутренние авиационные ПУ значительно сложнее по устройству, расположены в специальных отсеках самолета-носителя и применяются в тех случаях, когда предъявляются повышенные требования к аэродинамическому качеству авиационного комплекса. Эти ПУ выполняются в двух вариантах: шарнирно-выдвижном и револьверно-выдвижном. Выдвижные ПУ позволяют повысить безопасность носителя, так как исключают возможность удара ЛА о самолет после его схода с направляющих.
Подготовка ЛА к полету обычно осуществляется в наземных условиях с помощью специальных средств, оборудования и сооружений
В состав комплекса обеспечения входят средства для транспортировки ЛА, подъемно-установочные механизмы, контрольно-испытательное и заправочное оборудование, хранилища для жидкого и твердого топлива, газов и специальной аппаратуры, службы ремонта и восстановления, повышающие сроки эксплуатации и надежность ЛА, источники электроэнергии, а также различные инженерные сооружения, размещаемые на поверхности земли или под землей и защищающие наземный комплекс от воздействия атмосферно-климатических факторов и возможного нападения противника.
При длительном хранении ЛА в морских условиях часть операций по их подготовке к старту в соответствии с перечисленными задачами осуществляется непосредственно на кораблях или подводных лодках.
Средства доставки и транспортировки могут быть самоходные и буксируемые. Доставка ЛА с промышленных предприятий на техническую позицию осуществляется обычно автомобильным, железнодорожным, воздушным или морским стандартным транспортом, иногда с необходимым переоборудованием. Эти средства состоят из транспортеров, тягачей, прицепов, полуприцепов, транспортно-подъемных, стыковочных и перегрузочных тележек. В последнее время широкое распространение получили транспортно-пусковые контейнеры, которые не только предохраняют ЛА от механических повреждений и защищают его от вредного влияния атмосферно-климатических факторов, но также могут служить пусковыми устройствами.
Подъемно-установочное оборудование включает различные краны, лебедки, тали, а также специальные ложементы, на которых закрепляется ЛА при различных манипуляциях с ним. В некоторых случаях применяется единый блок транспортировки и установки ЛА в стартовое положение.
Способ установки ЛА на ПУ зависит от его массы. Так, например, установка на ПУ ЛА небольшой массы (до 100 кг) ведется вручную. ЛА большой массы устанавливаются «вывешиванием» или «опрокидыванием». При «вывешивании» с помощью лафетного установщика с подъемной стрелой (рис. 10) ЛА в носовой части удерживаются шарнирно-закрывающимися 2, а в кормовой части жесткими бандажами, исключающими его поперечное и осевое смещение. Затем стрела 3 устанавливается гидродомкратом 4 в вертикальное положение, а после закрепления ЛА на пусковом столе отводится от ЛА на небольшой угол. При «опрокидывании» ЛА устанавливается на ПУ с использованием портального установщика (рис. 11), который пристыковывается к одной стороне пускового стола. К другой – пристыковывается транспортная тележка 9 с ЛА. С помощью полиспастовой системы 6 ЛА устанавливается в вертикальное положение, при этом штанга 7 тележки входит в пазы портального крана, что предохраняет от опрокидывания тележки на него. Следует отметить, что схемы установки ЛА на ПУ достаточно разнообразны и их применение обусловлено как типом комплекса, так и особенностями ЛА.
Энергооборудование включает в себя силовое электрооборудование, различные преобразователи электрического тока, аккумуляторные станции. Это оборудование предназначено для питания инженерных сооружений, агрегатов наземных пультов и станций, создания микроклимата для специальных грузов.
Контрольно-испытательное оборудование, предназначенное для проведения автономных и комплексных проверок, обычно монтируется в виде пультов и специальных испытательных станций в кузове автомобиля. На технической позиции проводятся полные проверки по функционированию ЛА, на стартовой – только качественные проверки по принципу «исправно – неисправно».
Рассмотрим подготовку ЛА на технической позиции, которая может быть стационарной и подвижной, и может обслуживать нескольких стартовых позиций.
ЛА, прибывающие на техническую позицию, содержатся в режиме длительного хранения, когда заводская упаковка не нарушается, или промежуточной готовности (в собранном виде на механизированных стеллажах или открытой площадке под чехлами).
Подготовка ЛА состоит из сборки, проверки и контроля функционирования отдельных агрегатов. Сборка ЛА ведется на вертикальных или горизонтальных стапелях, обеспечивающих последовательную стыковку ступеней посредством стыковочно-монтажного оборудования. ЛА с твердотопливными двигателями полностью собираются на технической позиции, а ЛА с ЖРД и ВРД заправляются на стартовой позиции, при этом установка специальных грузов ведется тактике на стартовой позиции.
Проверка и контроль работоспособности агрегатов и систем ЛА проводится часто с использованием ЭВМ. За весь жизненный цикл ЛА (который может превышать 10 лет) проводится от 50 до 150 автономных (1 раз в месяц) и комплексных испытаний (1 раз в год). Цель проверок – установление соответствия технических характеристик и параметров агрегатов данным сертификата ЛА. При автономных испытаниях проверяются отдельные блоки и системы независимо друг от друга, при комплексных проверках испытываются все системы взаимосвязано, т. е. выполняются имитации команд предстартовой подготовки, пуска иуправления ЛА.
В связи со сложностью бортовых систем ЛА для их проверки требуется разнообразное оборудование и чем его больше, тем продолжительнее время проверок и ниже достоверность результатов. В последнее время широко применяются автоматизированные испытательные комплексы, которые представляют собой совокупность устройств восприятия информации, выполнения операций измерения, обработки и хранения результатов испытаний. АИК монтируется на базе многоцелевой управляющей вычислительной машины и включает в себя большое число разнообразных датчиков, реле, полупроводниковых коммутаторов, работающих по сигналам от блока программного управления по заданной программе. Использование АИК для предстартовых испытаний существенно повышает достоверность испытаний и снижает время проверки. Так, например, для БР, «Минитмен» и «Титан», по данным иностранной печати, проверка занимает менее 1 мин. После всех проверок технически исправный аппарат транспортируется на стартовую позицию.
В состав комплекса ЛА входят также средства радиоуправления и командный пункт, которые могут быть размещены на земле, корабле или самолете. Иногда для выработки команд управления ЛА используется информация, получаемая от искусственных спутников Земли.
Средства радиоуправления включают в себя линии связи, радиолокационные станции обнаружения и слежения за целью и наведения ЛА, вычислительные комплексы и другие устройства, применяемые для формирования управляющих команд.
В качестве основных элементов радиолокационных станции используются параболические антенны и антенны с фазированной решетками.

Р
Рис. 7 Стационарные ПУ наклонного старта контейнерного типа.

Рис. 8 Стационарные ПУ наклонного старта балочного типа.

Рис. 9 Переносимые ПУ.

Рис. 10 “Вывешивание” ЛА с помощью лафетного установщика с подъемной стрелой .

Сообщение Характеристики летательных аппаратов в составе большой технической системы появились сначала на Студентик.